Наложим на движение ракеты в точке встречи с целью
условие:
=0
(3)
Используя уравнение (1), вычислим производную:
Подставляя условие (3), получим:
, отсюда получаем
(4)
Найдём необходимый коэффициент А(t).
Для этого обобщим условие (4), введя в него постоянный коэффициент 
, тогда получим:
(5)
При этом значении коэффициента, уравнение метода спрямления
траектории будет иметь вид:
(6)
Уравнение (6) — общее уравнение спрямляющих методов.
Если положить m=1, то уравнение
(6) будет представлять собой метод «полного» спрямления. Если m=1/2,
то уравнение (6) будет представлять собой метод «половинного» спрямления. Если m=0, то 
, мы получим метод
«накрытия цели».
Так как 
<0 (расстояние между
ракетой и целью должно убывать), то по абсолютной величине получаем, что 
. Это означает, что упреждение, при 
, всегда вводится по направлению движения
цели.
Сравнение методов
наведения трёхточечного типа.
Сравнительный анализ будем проводить по двум критериям:
1) по величине норм ускорения на кинематической траектории в
районе встречи ракеты и цели, то есть 
=0;
2) по уравнению, определяющему алгоритм работы устройства
выработки команды управления (уравнение сигнала ошибки);
Система телеуправления использует в качестве параметра
рассогласования параметр h.
Рассмотрим метод наведения по первому критерию. 
— динамическая ошибка наведения, которая
имеет место при отсутствии случайных помех и инструментальных ошибок, только за
счёт маневра цели, которая влияет на .
, где 
—
коэффициент усиления разомкнутого контура системы телеуправления.
Рассмотрим физический смысл возникновения
динамической ошибки наведения телеуправляемых ракет, использующих в качестве
параметра рассогласования величину 
, где r
— приблизительно заданная функция, определяющая расстояние от станции наведения
до ракеты. Кинематическая траектория ракеты в общем случае является
криволинейной, для движения по криволинейной траектории к ракете в каждый
момент времени должна быть приложена нормальная сила, искривляющая траекторию,
которая для крылатых ракет, в основном, является аэродинамической.
Угол атаки 
, используя
балансировочное соотношение, можно получить следующее соотношение для :
Таким образом, величина управляющей силы искривляющей траектории
пропорциональна углу отклонения рулей 
, а
значит и команде управления h.
Для формирования команды управления необходима ошибка h. Таким образом, ракета может двигаться по криволинейной
траектории только при наличии в каждый момент времени её ошибки, относительно
требуемого положения ракеты. Чем больше кривизна кинематической траектории при
заданном коэффициенте усиления разомкнутого контура управления, тем больше
должно быть значение этой ошибки h. Следовательно,
необходимая величина 
, обеспечивающая движение по
заданной кинематической траектории, определяется:
1)значением;
2)значением ,
устанавливающего связь между и h;
Если бы обеспечить бесконечно
большим (
), а звенья системы управления были бы
безынерциальными, то при 
было бы выработано и
выдано на ракету команда, которая способна отклонить рули на требуемый угол 
, при этом отклонении рулей возникла бы
управляющая сила 
и траектория (действительная)
совпала бы с кинематической. Однако, в действительности, 
. При малом отклонении от кинематической
траектории будет мала и величина команды, подаваемой на ракету () . Соответствующее отклонение рулей не
создаёт достаточной нормальной силы, обеспечивающей движение ракеты по
кинематической траектории. Ракета будет отходить от кинематической траектории
до тех пор, пока величина h будет такой, что выдаваемая
на ракету команда, прекратит её дальнейшее отклонение от кинематической
траектории. Таким образом, при криволинейной траектории ракеты, вследствие
того, что команда управления формируется на основе h,
ракета будет двигаться не по кинематической, а по так называемой динамической
траектории, смещённой относительно кинематической в сторону её выпуклости.
Линейное отклонение между равноудалёнными от пункта
наведения точек кинематической и динамической траектории и называется динамической
ошибкой наведения.
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание — внизу страницы.
4.В. К определению вероятности по- падания я прямоугольник Трехмерный нормальный закон распределения независимых случайных величин при совпадении центра рассеивания с началом координат характеризуется плотностью вероятности вида «я гэ м — — — — + — +— я Р юя,2 7′(х, у, «), е ( )Чю„ояе Вероятность попадания в прямоугольный параллелепипед со сторонами, параллельными главным осям рассеивания, определяется по таблице функций Лапласа путем умножения вероятностей Р(хь <Х <хе) Р(у~ < у<ус) Р(«с< Х<«е). Поверхность, в каждой точке которой плотность в ности г (х,, «~1= сть вероят- ,г (х, у, «)=сова(, представляет собой поверхность эллипсоида, обычно называемого эллипсоидом рассеивания.
4.3. ДИНАМИЧЕСКИЕ ОШИБКИ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ НА ЦЕЛЬ Основными характеристиками любой системы автоматического управления являются статическая и динамическая точность ее работы. Статическая точность оценивается величйной установившейся ошибки (ошибки в значении регули. 144 руемого параметра после окончания переходного процесса), а динамическая точность — способностью воспроизведения управляющего воздействия в переходном процессе. Система наведения ракет не имеет установившихся состояний.
Входное, изменяющееся во времени воздействие, обусловленное движением цели, а также продольным движением ракеты, действует на систему непрерывно. Контур управления, статические и динамические свойства которого определенным образом оптимизированы, отрабатывает это воздействие в общем случае с некоторой ошибкой, называемой динамической. Следовательно, динамической ошибкой наведения ракеты на цель принято йазывать отклонение ракеты от цели в картинной плоскости, возникшее в результате отработки ракетой внешних воздействий на систему наведения, обусловленных движением цели, а также продольным движением ракеты. При этом предпо,нагается, что входное воздействие не имеет случайных помех и инструментальных ошибок. Динамика процесса наведения зависит от коэффициента усиления и быстродействия контура управления. Для определения быстродействия систем автоматического регулирования применяются различные критерии.
Их использование обусловлено конкретными условиями задачи. Если, например, динамические свойства системы определены ее частотной характеристикой, в качестве основного критерия для оценки быстродействия используют ширину полосы пропускания по уровню 0,7(7). Влияние инерционности контура управления на величину ошибок наведения ракеты на цель часто оценивается временем установления гг и эквивалентным временем запаздывания т,. Временем установления (или переходного процесса) называется время, необходимое для того, чтобы абсолютное значение разности между входной величиной и ее конечным значением установилось и оставалось в дальнейшем менее некоторого заданного предела после приложения ступенчатого входного воздействии или возмущения.
Обычно под г„ принято понимать такое время, в течение которого отклонение на выходе достигает 907е установившегося значения. Время запаздывания характеризует отставание выходного отклонения от идеального, которое было бы на выходе идеально безынерционной системы, Для реальной системы оно характеризуется эквявалентным временем запаздывания. Приближенно можно полагать, что т.= (0,5 —:0,7)1„. Всю совокупность составляющих динамической ошибки наведения ракеты на цель в соответствии с причинами их возникновения можно разбить на следующие группы: а) ошибки, обусловленные ограниченными возможностями ракеты по перегрузке; 145 б) ошибки, вызванные погрешностями ввода в команды управления компенсационных поправок на систематическую составляющую динамической ошибки метода наведения, продольное ускорение ракеты и ускорение силы тяжести; в) ошибки переходных процессов, вызванные случайным отклонением ракеты от требуемого положения в момент начала управления, маневром цели, а также другими резкими возмущениями контура наведения.
Ошибка, обусловленная ограниченными возможностями ракеты по перегрузке Маневренность ракеты характеризуется величиной ее располагаемых перегрузок, зависящих для заданной ЗУР от скорости и высоты ее полета. Располагаемые перегрузки определяют минимально возможный радиус кривизны траектории ракеты: уз р »»а» л Если предположить, например, скорость ракеты У„равной 1500 и/с, величину нормальной располагаемой перегрузки ар»,„ 10, то минимальный радиус кривизны траектории р» а» 11,3 км. Кривизна требуемой траектории определяется методом наведения, скоростными характеристиками цели н ракеты, положением точки встречи ракеты с целью относителыю пункта наведения (точки старта ракеты).
Если в заданных условиях полета ракеты к цели ее располагаемые перегрузки станут меньше кинематнческих, то ракета сойдет с требуемой траектории и будет двигаться по дуге окружности радиуса р,~ь,. Возникнет динамическая ошибка, обусловленная ограниченной маневренностью ракеты, которая приведет н возрастанию промаха ЗУР, а при больших ее значениях— непоражеиию цели. Появление динамических ошибок такого рода может происходить прн потере ракетой скорости (на пассивном участке траектории), на больших высотах, а также при обстреле скоростных целей (за пределами возможностей ЗРК по скорости). Влиять на величину такой ошибки стреляющий может лишь выбором положения в пространстве точки встречи ракеты с целью, а также назначением метода наведения, обеспечивающего меньшую кривизну кинематической траектории (при наличии возможностей).
146 Ошибки, вызванные погрешностями ввода в команды управления компенсационных поправок Для исключения систематических составляющих динамической ошибки наведения ракеты на цель команды управления формируются с учетом компенсационных поправок: а) в системах телеуправления: на величину динамической ошибки метода наведения; на ускорение силы тяжести; б) в системах самонаведения: на продольное ускорение ракеты; на ускорение силы тяжести. Кратко рассмотрим физический смысл компенсационных поп авок. омпенсадия динамической ошибки метода наведения н должна осуществляться в соответствии с формулой (2.9), О- ако формирование такой компенсационной поправки йо ряд ду причин (сложность, возрастание случайных составляющих и т.
д.) не всегда целесообразно и возможно. В этих случаях, как указывалось выше, ограничиваются зависимостью (2.10): ~к» Нормальные кинематнческие ускорения ракеты в районе точки встречи в общем случае являются функциями координат цели, нх первых и вторых производных, параметра ракеты х н коэффициента метода т (формула 2.25): аг + (1 — 2т) ( В’„„„— 2г„»„); В’»»,— — — х ((! — т) ~»созе») — Г»~Офц —.созе» » — 2т’-е»Ц„з1п»») + (15’»,„+ 2г»~1» соз ач) (1 — 2т), г де,-2г — г —. у» Р Р у Р При т=0 формулы определяют нормальные ускорения метода трех точек, т=0,5 и т=1 — метода половинного и полного спрямления траектории соответственно. Наибольшую величину в этих уравнениях имеют первые слагаемые, которые определяют величину и структуру компенсационной поправки: й„= — «(1 — т)»» н Ь„а — (! — т) асов»», (4.4) Ко Анализ уравнений (4.4) показывает, что величина компенсационной поправки должна быть различной при наведе- 147 щающее воздействие на контур.
Если в составе команды ие иметь компенсационной поправки, то действие силы тяжести вызовет появление систематической ошибки наведения раке- ты в вертикальной плоскости. Это ц очевидно, так как угол поворота рулей, необходимый для компенса7р ции силы тяжести подъемной аэро- динамической силой, может быть р получен только при наличии пара- метра рассогласования, соответе~ ственно которому формируется / команда управления.
у В системах телеуправ- л е н и я параметром рассогласовае ния является линейное отклонение ракеты от кинематической траектории й. Коэффициент усиления разомкнутого контура управления Ка характеризует связь между нормальным ускорением ракеты )У„ (выходная величина) и параметром рассогласования Й (входная величина): пл Ь =— о а Ошибки переходных процессов П о признаку наведения траектория зенитной управляемой ракеты с момента ее старта до встречи с целью может бы р делена на начальный участок ОА, участок вывода АВ, аз ыть участок наведения В1( (рис. 4.9), Ускорение свободного падения ц может быть разложено на две составляющие: нормальную и касательную к траектории (рис.
4.8). Нормальная составляющая ц соз 0 должна быть компенсирована вводом поправки в команду управления. Ее величина равна Ь, а соа 0 а. а При иксообразном расположении ракеты в полете поправка в команду вводится для обоих каналов управления. В систем ах самонаведения за параметр рассогласования принимается угловая скорость линии ракета— цель (методы пропорционального и параллельного сближения), на величину которой оказывает влияние не только нормальная, но и касательная к траектории составляющая силы тяжести, Влияние последней аналогично продольному ускорению ЗУР. Если плоскость сближения самонаводяацейся ЗУР с целью ие совпадает с вертикальной плоскостью, то компенсационная поправка на силу тяжести ракеты должна вводиться в каналы тангажа и курса.
Величина поправки пропорцооат цып циоиальна — и — соответственно, где у — угол з!г>! ~~с~! крена ракеты. 150 Рис 40 У~асма траектории ракеты Начальный участок — это участок траектории неуправляемого полета ракеты после старта. Существование этого участка обусловлено следующими обстоятельствами: управление ракетой становится достаточно эффективным олко по ко еле достижения ею определенной скорости полета, управление целесообразно осуществлятхч например, после сброса ускорителей и т.
д. Старт ракеты может быть вертикальным или наклонным. Вертикальный или близкий к вертикальному старт обеспечивает быстрый набор высоты и, как следствие, меньшее полетное время до точки встречи при обстреле высотных й. набора высоты ракета по команде с пункта наведения нли по заранее заданной программе может быть повернута на требуемый угол тангажа. В зенитных ракетных ком екредназначенных для поражения целей на малых и мплексредних дальностях, наиболее целесообразен с точки зрения «»,’уменьшения занятости канала наклонный старт ракеты. П и этом значение угла старта ракеты определяется положением ри линии визирования цели в момент пуска ЗУ!» и параметрачи движения цели. В конце неуправляемого полета положение ракеты (точка А) может не соответствовать выбранному методу наведения и положению цели, т. е. ракета может находиться не на кинематической траектории.
ЗАСТЕЛА М.Ю. Основы радиоэлектроники и связи
сти объекта управления. Для решения задач управления необходимо установить взаимосвязь «подвижной» системы координат с неподвижной земной системой. Проекции осей XC, YC, ZC на плоскости XЗOY, YЗOZЗ, XЗOZЗ образуют с осями XЗ, YЗ, ZЗ три угла: угол тангажа , угол крена и курсовой угол (см. рис. 17.39) последний
не показан, но смысл его понятен). Проекции вектора скорости V , определяющего траекторию движения объекта управления, образуютсосямиземнойсистемыкоординатв вертикальной плоскостиугол наклона траектории и в горизонтальной плоскости –путевой угол .
Углы между траекториями V и проекциями осей ЛА на те же плоскости определяют угол атаки C = – и угол скольжения C = – Ф (возникает при боковом сносе, например от ветра).
При отсутствии воздействия автопилота движение объекта управленияописываетсясистемой дифференциальныхуравнений,имеющих в векторной форме вид
|
dV |
dK |
|||||||
|
m |
V |
R, |
M , |
(17.60) |
||||
|
dt |
dt |
|||||||
где V(x, y, z) – вектор скорости движения центра масс; R(x, y, z) – вектор внешних сил;
M(x, y, z) – главный момент внешних сил; K(x, y, z) – кинематический момент системы;
– вектор угловой скорости объекта управления.
Решая систему (17.60), можнонайти взаимосвязь междувходными координатами h, Z, L и отклоняющими рулями объекта (в широком смысле). Эти решения очень сложны, движение объекта приходится представлять в виде совокупности простых уравнений, осуществлять линеаризацию и делать ряд допущений. Результатом является структурная схема объекта управления, позволяющая выявить требования к специфическим особенностям объекта управления, например, к необходимости стабилизации крена для сохранения управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях.
308
Глава 17. Радиосистемы радиоуправления, извлечения и разрушения информации
Автоматическоенаведениеобъекта управления на цель осуществляется непрерывным измерением текущих координат цели ц(x, y, z) и объекта управления Р(x, y, z). Если рассматривать систему наведения как систему автоматического регулирования (см. рис. 17.41), мгновенная разница координат цели и ракеты (t) = вх (t) – вых(t) образует сигнал рассогласования, который используется для управления движением ракеты таким образом, чтобы свести рассогласование до нуля и обеспечить наибольшую вероятность поражения цели ракетой. Закон образования сигнала рассогласования зависит от метода наведения или способа задания кинематической траектории, по которой происходит сближение объекта с целью. Кинематической траекторией (КТ) ракеты называется путь ее движения до встречи с целью, при котором ракета, цель и пункт управления представлены в видегеометрических точек, размещенных в их центрах масс. Реальное движение ракеты происходит по динамической (ДТ) и фактической (ФТ) траектории, учитывающей инерционность ракеты, свойства системы управления, внешние возмущения и помехи (рис. 17.42).
h
l Цель
l
ДТ
вых(t)
ФТ
КТ вх(t)
l
Рис. 17.42. Траектория движения ракеты
309
ЗАСТЕЛА М.Ю. Основы радиоэлектроники и связи
Траекторию движения объекта управления целесообразно разбить на три участка: выведение на траекторию наведения, движение потраектории наведения, движениек цели после прекращения рабо- тысистемыуправления(старт–сближение–попаданиев цель). Участокдвиженияпотраектории наведенияможетбытьфиксированным и подвижным (жестким и гибким). Жесткая траектория задается заранее и используется для наведения в неподвижную цель. В случае подвижной цели (может также быть подвижным и пункт управления) используется гибкая траектория.
Гибкую траекторию можно создать трехточечным методом. Он заключается в удержании в течение всего времени полета ракеты на линии, соединяющий пункт управления и цель. С помощью трехточечного метода можно осуществлять наведение ракеты в упрежденную точку. В случае, когда невозможно участие пункта управления к коррекции траектории, используется двухточечный метод. В нем участвуют только ракета и цель. В нем также возможно наведение в упрежденную точку, причем в нескольких вариантах:метод постоянного упреждения, методы параллельногои пропорциональногосближения.
Суть метода постоянного упреждения заключается в сохранении постоянным значения угла между линией визирования (линия ракета-цель) и вектором путевой скорости ракеты. Частным случаем является нулевой угол упреждения. Этот метод называется наведением по кривой погони. На рис. 17.43 изображены траектории наведения по кривой погони и параллельном сближении.
|
y = Vy t |
y = Vy t |
|||||||||
|
5 |
4 |
3 |
2 |
1 0 |
Цель |
1 2 |
3 |
4 |
5 |
|
|
0 |
||||||||||
|
Линия визирования |
2 |
3 |
Линия |
4 |
||||||
|
3 |
||||||||||
|
визирования |
||||||||||
|
p = Vp t |
1 |
Ф = |
Vp |
t |
2 |
Ф |
||||
|
1 |
||||||||||
|
x3 |
||||||||||
|
0 |
0 |
x3 |
||||||||
|
а |
б |
Рис. 17.43. Траектории наведения: а – кривая погони; б – параллельное сближение
310
Глава 17. Радиосистемы радиоуправления, извлечения и разрушения информации
На рис.17.43, апоказана траекториякривой погони при наведении на цель, движущуюся навстречу. Из рисунка видно, что траектория движения ракеты сильноискривлена, причем кривизна при приближении ракеты к цели сильно возрастает, на этом участке ракета может оказаться неспособной к столь крутому повороту и сойти с кинематической траектории движения. При параллельном сближении (рис. 17.43, б) линиявизирования всевремяостается параллельной самой себе. Этот метод характеризуется минимальными маневрами ракеты и, следовательно, нет опасности схода ракеты с траектории движения.
Наиболее общим методом наведения является метод пропорционального сближения, при котором отношение угловой скорости ракеты к угловой скорости линии визирования постоянно: в аналитическом виде метод описывается уравнением:
|
dФ |
A |
d |
, |
(17.61) |
|
dt |
||||
|
dt |
приводящим при интегрировании к виду
где Ф – путевой угол ракеты;
и 0 – угол и начальный угол визирования цели;
А– постоянная.
Уравнение (17.61) достаточно универсально. Если положить
А= 1; 0 0, то получаем наведение с постоянным углом упреждения; при А = 1; = 0 – наведение по кривой погони; при = 0 или
А= – наведение по методу параллельного сближения. Методы параллельногои пропорциональногосближенияпри реализациитребуют измерений угловой скорости линии визирования , а технически это намного более сложная задача, чем измерение угла визирования при наведении по кривой погони.
Для построения кинематических траекторий для различных методов наведения необходимо решить ряд дифференциальных и тригонометрических уравнений. Результатом решения является уп-
311
ЗАСТЕЛА М.Ю. Основы радиоэлектроники и связи
равляющаяфункция вх(t)или закон отклонениякинематической траектории от линии визирования в момент старта ракеты. Управляющая функция определяет маневры ракеты в процессе наведения и раcсчитывается либо в угловых, либо в линейных величинах в зависимости отвыбранногометода управления ракетой. При использовании трехточечногометода (управлениев лучеили покомандам)предпочтительно рассчитать функцию вх(t) в виде линейного перемещенияракетыотносительнолиниивизированияцелисточкиуправления. В результате получаем уравнение:
где – угловая скорость движения луча, следящего за целью.
Для двухточечных методов управляющая функция имеет сложную форму, решениедля кривой погони получается в неявном видеи управляющая функция вх = r(t) выражается в виде степенного ряда, позволяющего приближенно описать управляющую функцию для ограниченного интервала времени.
Конечный результат – зависимость вх(t) – представляют в виде таблицилиграфиков.Длярасчетов вх(t)апроксимируетсяввидесмешанных рядов.
При выборе системы наведения центральным вопросом является определение наилучшей траектории движения ракеты. Она должна обладать минимальной протяженностью и кривизной, так как в этом случае снижаются требования к двигателю и конструкции ракеты.
Для системы наведения рассчитываются динамические ошибки наведения с учетом всего комплекса наведения и объекта управления – ракеты. При этом оптимизируют методы управления ракетой. Отметим, что необходимость записи функции передачи контура управления делает это выражение сложным даже в случае линейных характеристик элементов, входящих в него. Исследование устойчивости системы управления проводится также, как системы с обрат-
312
Глава 17. Радиосистемы радиоуправления, извлечения и разрушения информации
ной связью. Как говорилось ранее, основным уравнением системы наведения является выражение:
где – ошибка управления (см. рис. 17.42).
При управлении ракетой ее кинематическая траектория изменяется и должна вычисляться заново, исходя из движения по динамической траектории. Кроме динамической ошибки имеют место ошибки, вызванные внешними воздействиями. Система управления характеризуетсясуммарнойошибкойивероятностьюпораженияцели. Более просто использовать понятие «промах», под которым понимают минимальноерасстояниемеждуцелью и ракетой в момент пролета ракеты вблизи цели rпр.
Вконечном счете можно подсчитать вероятность поражения цели, учитывая размеры, эффективность боевого заряда ракеты и закон распределения ошибок.
17.3.2.Описание систем управления
Всистемах управления ракетами для определения параметров движения как самих ракет, так и цели, используются разнообразные типыизмерителей(радиотехнические, оптические,гироскопические, инерциальные и т.д.), являющиеся в совокупности функциональными преобразователями и специализированными вычислителями-ко- ординаторами, сигналы которых – команды на управлениеракетами.
По признакам места установки координаторов (управляемый объектили пунктуправления)и взаимосвязяммеждуобъектомипунктом управления выделяют четыре основных типа систем управления: автономное, радиотеленаведение, радиотелеуправление и самонаведение.
Системыавтономногоуправления–этоспособуправленияпод- вижным объектом по программе, задающей необходимую траекторию движения. Все отклонения от траектории определяются с помощьюсредств, находящихсяна подвижномобъектеинеимеющихконтакта с целью и каким-либо пунктом управления. В число бортовых
313
ЗАСТЕЛА М.Ю. Основы радиоэлектроники и связи
координаторов входят гироскопические и инерциальные координаторы. Система автономногоуправления может быть многоконтурной и содержать, например, контуры рулевогоуправления, стабилизации объекта управления относительно центра масс и управления движения центра масс в заданном направлении. Первые два контура составляют системуавтопилота, обеспечивающеговыполнениекоманд координатора, входящего в третий контур.
Измерение угловых координат объекта управления можно осуществитьспомощьюгироскопа,используясвойствосохраненияглавной осью гироскопа начального положения, при котором он был стабилизирован. В дальнейшем, используя неизменноеположение главной оси и перемещение внутренней и внешней рамок, измеряют попарно углы: тангажа и курса, тангажа и крена, курса и крена – в зависимости отспособа установки гироскопа на объектеуправления. Главная ось гироскопа подвержена медленным уходам, для коррекции которых предпринимаются специальные меры.
Часто в контур управления включают высотомеры для обеспечения полета на заданной высоте и датчики перегрузок, дающих информациюопоперечныхлинейныхперемещениях.Возможноиспользование доплеровских измерителей бокового сноса. Датчики ускорений, для сохранения ими положения в пространстве, устанавливают на гиростабилизированныеплатформы.
Основные достоинства систем управления, использующих гироскопические и инерциальные координаторы – отсутствие какихлибо связей с внешней средой, т.е. они полностью автономны.
Системы, использующие астронавигационные и доплеровские системы, тожеотносятся к классуавтономных, так как ненуждаются в связи с пунктом управления.
Основноедостоинствоавтономных систем – неограниченность зоны действия и высокая помехоустойчивость – нет возможности создать организованные помехи. Недостаток – накопление ошибки в определении координат. Проблема решается комплексированием с другими системами управления для периодического уточнения координат.
314
Глава 17. Радиосистемы радиоуправления, извлечения и разрушения информации
Как правило, автономные системы стабилизации объекта управления сочетаются с другими типами систем управления.
Системы радиотеленаведения – это способ радиоуправления с командного пункта, заключающийся в измерении на борту объекта управления бокового отклонения от создаваемой на командном пунктерадионавигационнымисистемамилинииположения(радиозоны). При радиотеленаведении объект управления наводят на неподвижную цель по фиксированной траектории, определяемой линиями положения радионавигационной системы.
В случаях, когда линия положения исходит из пункта управления и является прямой линией, бортовая часть системы теленаведения близка к структуреавтономного управления по заданному курсу. При теленаведении боковое отклонениеот линии положения измеряется радиотехническими координаторами и масштабный коэффициент между измеряемым отклонением Z и необходимым значением команды U Z зависит от дальности. Возможно, учитывая непрямолинейность линий положения, вносить поправки в сигналы управления. Система телеуправления, как правило, работает в комплексе с элементами автономной системы управления. В системах теленаведениявкачествелинииположенияиспользуютравносигнальнуюзону в радиолуче. Управление в луче позволяет осуществлять наведение по гибкой траектории на подвижную цель.
Система состоит из РЛС, находящейся в пункте управления и формирующейравносигнальнуюзону,осьсимметриикоторойнаправлена на движущуюся цель, и бортового координатора, измеряющего отклонения объекта управления от оси равносигнальной зоны. При поддержании совмещения равносигнальной оси РЛС с направлениемнацельи устранениембортовымкоординаторомотклоненийобъекта управления (ракеты) от этой оси обеспечивается попадание ракеты в цель. Как правило, кривизна траектории наведения с использованиемРЛСидлявизированияцелиисозданияравносигнальнойзоны велика. Для снижения требований к маневренности ракеты целесообразно использовать упрежденный метод наведения. Для реализа-
315
ЗАСТЕЛА М.Ю. Основы радиоэлектроники и связи
ции этого метода необходимо наличие в пункте управления РЛС визирования цели (определение ее координат), РЛС управления ракетой и специализированноговычислителя для определения направления и величины упреждения. При усложнении наземногооборудования бортовое остается простым, что существенно с точки зрения его однократного применения. Работа бортового координатора подобна работе измерительной части следящего измерителя направления с коническим сканированием луча. В бортовом координаторе формируются сигналы рассогласования по тангажу и курсу или высоте и угловому отклонению. Они поступают в автопилот, который с помощью рулей удерживает ракетуна оси равносигнальной зоны. Для работы бортового координатора на борт поступают опорные сигналы, определяющие привязку к началу отсчета X и Y. Опорные сигналы передаютсяс пункта управлениядополнительной модуляцией сигналов, измеряемых РЛС для создания равносигнальной зоны. Для правильного управления по азимуту (курсу) и углу места (тангажу) ракета стабилизируется по крену.
Особенность управления ракетой в радиолуче заключается в задании ее траектории изменением направления оси равносигнальной зоны по азимуту и углу места , так как РЛС визирования цели определяет ее угловые перемещения.
|
Z |
и |
hц |
, |
(17.65) |
|||
|
ц |
D |
D |
|||||
|
ц |
ц |
где Dц – дальность до цели;
Zz и hц – перемещение цели по координате Z и по высоте. Приращениемуглов ц и ц задаетсяновоенаправлениелуча.
В результате луч в районе ракеты смещается на величины
|
Zp цDp и hp цDp , |
(17.66) |
где Dр – дальность до ракеты от пункта управления.
Ракета, перемещаясь в сторону нового положения луча, в соответствии с выражением (17.66) в связи с увеличением Dр должна
316
Глава 17. Радиосистемы радиоуправления, извлечения и разрушения информации
проходить большиерасстояния Zр и hр. Следовательно, померероста Dр необходимоувеличиватьинтенсивностьсигналов управления. Это достигается введением в контур управления ракетой двух интеграторов, фазоопережающего звена и устройства, увеличивающего коэффициент управления пропорционально дальности. С помощью интеграторов осуществляется запоминание текущих значений курса и тангажа.
Система наведенияс двумяРЛС обладает устойчивостьюк случайным флуктуациям сигналов от цели, их можно отфильтровать и исключить из сигналов управления лучом, задающим траекторию движения ракеты. Вблизи цели целесообразно, для повышения точности, переводить ракету в режим самонаведения. В системе необходимо учитывать помехи приему бортовой аппаратуры, создаваемые ионизацией, порождаемой работой реактивных двигателей ракеты.
Достаточно сложен начальный (стартовый) участок полета ракеты. Переход от автономного управления на наведение по лучу должен быть плавным, он возможен при входе ракеты в луч под малым углом, исключающим «проскок» ракетой луча. При очень малых углах возможен «захват» ракеты боковыми лепестками. Для предотвращения этих явлений используют специальные меры.
Системы командного управления реализуют способ наведения, заключающийся в подаче радиокоманд с пункта управления на ракету для удержания ее на кинематической траектории. Различают два типа командного управления. В системах типа I измерение координат цели и ракеты производится относительно пункта управления (рис.17.44,а),авсистемахтипаII–относительноракеты(рис.17.44,б), причем результаты измерений передаются с ракеты в пункт управления, где формируются команды управления. Формирование команд управления может осуществляться автоматически или оператором вручную. Особенностью систем командного управления является возможность визирования процесса наведения ракеты на цель в широком секторе пространства, окружающего цель.
Система ручного управления используется при относительно небольших расстояниях до цели и возможности визуального наблю-
317
Соседние файлы в папке Книга
- #
- #
- #