Проектирование системы самонаведения ракеты

                                         Рис. 4

Преимущество  первого способа  определения параметра  рассогласования  заключается в  сравнительной простоте конструкции координатора, требуемого для его реализации. Он состоит в этом случае из радиотехнического угломерного устройства, антенная система которого жестко скреплена с корпусом ракеты и ориентирована по ее продольной оси. Сигнал на выходе такого устройства будет пропорционален в некоторых пределах угловому отклонению цели от продольной оси ракеты, а его знак будет зависеть от того, в какую сторону отклонилась цель.

Выходной сигнал координатора через автопилот воздействует на органы управления ракеты. Отклонение рулей приводит к изменению углового положения продольной оси ракеты, а, следовательно, и к изменению положения антенной системы координатора относительно цели. Это изменение должно быть таким, чтобы параметр рассогласования стремился к нулю. Последнее достигается надлежащей ориентировкой осей измерительной системы координат , положение которых определяется установкой координатора относительно корпуса ракеты и его регулировкой. Ось измерительной системы координат направляется по продольной оси ракеты, а оси и должны быть расположены в плоскостях управления ракеты и (рис.2), которые, в свою очередь, совпадают с плоскостями и связанной системы координат.

 

3. Кинематические  уравнения для прямого метода наведения

   Кинематические  уравнения необходимы для формирования как действительного, так и заданного значения   регулируемой     величины.

Взаимное перемещение  двух точек (ракеты и цели), движущихся в одной плоскости со скоростями и , описывается следующими кинематическими уравнениями:

или

                   

   Первое  уравнение устанавливает зависимость скорости сближения ракеты с целью как функцию от величин скоростей ракеты и цели и их взаимной ориентации относительно линии визирования. Второе уравнение определяет угловую скорость вращения линии визирования в зависимости от величин и ориентации векторов скорости ракеты и цели, а также расстояния между ними.

При больших  расстояниях между ракетой и  целью разности углов  малы, поэтому можно положить:

                      

откуда следует

         

               

   Второе  уравнение системы  можно записать в другой форме, а, именно

                                    

   Учитывая, что (согласно первого уравнения системы ), получаем

                  или                     

   Входными  сигналами для кинематического  звена, описываемого уравнением являются углы и . Выходным сигналом угол . Считая скорости ракеты и цели постоянными, для переменной имеем следующие передаточные функции кинематического звена:

• по входу :

                                               

       - по входу :

                                     

   Выражения для передаточных функций и позволяют  представить структурную схему формирования угла в следующем виде.

   

                                                            ε

                            

Рис. 5 Структурная схема, иллюстрирующая процесс получения угла

(угла наклона линии визирования по отношению к связанной земной системе координат) 

                    

   В зависимости  от способа формирования параметра  рассогласования, на основе структурной  схемы, можно построить структурную  схему кинематического звена соответствующего прямому  методу наведения.

   Для прямого  метода наведения, согласно формуле, параметр рассогласования

                                    .

   Кинематическое  звено, рассмотренное выше, имеет  некоторые особенности. Во-первых, зависимость может быть получена, если при известном законе движения цели, т.е. известном законе изменения , определен закон изменения угла Он, в свою очередь, находится путем решения полной системы уравнений, описывающих процесс наведения ракеты на цель. Таким образом, при формировании закона изменения угла необходимо учитывать динамику ракеты совместно с автопилотом. Во-вторых, в процессе сближения ракеты с целью, расстояния между ракетой и целью уменьшается, то есть , причем . Это положение необходимо учитывать при проектировании систем самонаведения. 
 

 

4. Координатор с механическим смещением равносигнального направления

Сигнал рассогласования, обусловленный смещением цели относительно равносигнального направления формируется пеленгационным устройством.

  Рис. 6 Структурная схема координатора

На рис. 6: — коэффициент передачи пеленгационного устройства;   — напряжение на выходе пеленгационного устройства; —коэффициент усиления  и постоянная времени усилителя мощности; — напряжение на выходе усилителя мощности; — коэффициент передачи двигателя по моменту; — кинетический момент гироскопа.

Напряжение  определяет угловую скорость движения линии визирования, поскольку связь между угловым перемещением цели и напряжением определяется соотношением

  

,

где

Если инерционность  усилителя мощности мала, то , из чего следует справедливость зависимостей:

  

, , ,

При сделанных  допущенных координатор по динамическим свойствам как при измерении  угла, так и при измерении угловой скорости линии визирования эквивалентен инерционному звену.

Для исследования случайной ошибки координатора используется структурная схема

 

5.   Устройство формирования команд

 

       В зависимости от конкретных тактических  задач наведения перехватчиков конструируются УФК, т.е. находится структура, и рассчитываются параметры. Например, включение в состав УФК интеграторов позволяет устранять влияние систематических ошибок наведения перехватчиков. При проектировании УФК необходимо учитывать факт быстрого изменения параметров контура самонаведения, одним из которых является переменный коэффициент . С учетом сказанного широко применяемый подход «замороженных» коэффициентов может быть использован лишь для получения грубо приближенных оценок.

       Математические  модели УФК, используемых для решения  задач синтеза, представлены ниже (рис. 7 и 8).

  Рис. 7 Стационарное УФК

  Рис. 8 Нестационарное УФК 
 
 
 

6. Ракета, как объект управления

      Движение  ракеты в пространстве описывается  сложной системой дифференциальных уравнений. Для ее упрощения обычно принимают ряд допущений, основным из которых является допущение  об абсолютной жесткости корпуса ракеты. При данном допущении движение ракеты можно рассматривать как движение твердого тела с массой равной массе ракеты.

      Динамика  ракеты описывается уравнениями  движения центра масс, уравнениями вращательного движения центра масс и уравнениями, связывающими углы Эйлера, задающими угловое положение ракеты относительно неподвижной системы координат.

      Ракеты, как правило, относятся к классу осесимметричных аппаратов, у которых  каналы стабилизации по курсу и тангажу, по своей принципиальной схеме не отличаются друг от друга. Кроме этого, при наведении ракеты на цель, она всегда стабилизируется по крену и сигналы управления передаются по двум независимым каналам. Эти обстоятельства позволяют разделить пространственное движение ракеты на два плоских: продольное и боковое и не рассматривать связи, существующие между каналами курса, крена и дифферента.

Структурная схема  ракеты,  как объекта управления представлена на рис. 9:                             

                                           

 

Рис. 9 Структурная схема ракеты как объекта управления 

Где - ПФ ракеты по схеме «утка» с поворотным крылом.

      Анализ  структурной схемы показывает, что  по отношению к углу наклона вектора  скорости ракета обладает интегрирующими свойствами.

6.1 Автопилот ракеты

      Автопилот (АП) ракеты предназначен для демпфирования    (стабилизации) угловых движений ракеты относительно центра   массы и управления движением самого центра массы в соответствии с командами, поступающими с УФК.

      Важной  характеристикой ракеты, как объекта  управления, является устойчивость, характеризуемая ее способностью возвращаться в исходный режим полета после снятия возмущений. Повышение    устойчивости осуществляется путем введения в команду управления дополнительных сигналов, пропорциональных тем параметрам движения ракеты, которые влияют на ее устойчивость и обеспечивают затухание переходных процессов. Эти дополнительные сигналы формируются измерителями, входящими в состав АП. Автопилот включает в себя исполнительные устройства (рулевые машинки, рулевые приводы), предназначенные для приведения в движение органов управления ракеты; чувствительные элементы, предназначенные для измерения необходимых параметров движения и формирования дополнительных сигналов управления; преобразовательно-усилительного устройства, осуществляющего преобразование измеренных величин, их усиление и образование управляющих сигналов; задающее устройство, предназначенное для преобразования управляющих сигналов, поступающих с выхода бортовой радиотехнической аппаратуры (УФК). Функциональная схема АП приведена на рис.10.

Рис. 10 Функциональная схема автопилота

      В качестве чувствительных элементов используются позиционные и скоростные гироскопы, датчики линейных ускорений (акселерометры), измерители скоростного напора.

      Исполнительные  устройства, в зависимости от вида энергии используемой для перемещения органов управления подразделяются на пневматические, гидравлические, электрические (электромоторные, электромагнитные).

Рис. 11 Структурная схема автопилота. 

- ПФ чувствительного элемента по углу тангажа ;  

- ПФ чувствительного элемента  по углу атаки ;

- ПФ рулевого привода.

6.2 Функциональная и структурная схема ССН

      Функциональная  схема системы самонаведения  определяется главным образом типом  координатора. Если принимать во внимание только средства, обеспечивающие измерения траектории ракеты, то для случая  с  неподвижным координатором имеет место функциональная схема , изображенная на рис.12

          Движение         Движение линии                                         Дополнительные

              цели                   ракета-цель                                          сигналы управления

 

 Цель           Кинематическое                    Координатор          Автопилот             Ракета

                          звено

 

                           

                                                                  Положение продольной оси ракеты 

                                                                            Движение ракеты  

Рис.12 Функциональная схема системы самонаведения

ракеты  с неподвижным координатором

      Входным сигналом для координатора является угловое  положение линии ракета-цель, образующееся на выходе кинематического  звена. Угловое положение линии ракета-цель в неподвижном координаторе сопоставляется с угловым положением продольной оси ракеты. Команды управления формируются, как правило, в автопилоте.