Текст книги "Устройство и эксплуатация боевых средств переносных зенитных ракетных комплексов “Игла” и “Игла–1” "

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 2 (всего у книги 16 страниц)

 = _л . (1.13)

Откуда следует, что параметром рассогласования (ошибкой наведения) является угол _ = _л – .

Рис. 1.7. Взаимное положение ракеты и цели в вертикальной плоскости

Метод прямого наведения с постоянным углом упреждения требует постоянного упреждения продольной осью ракеты линии ракета-цель:

 = ₀ , (1.14)

где  – текущее значение угла между продольной осью ракеты и линией ракета-цель;

₀ – заданный угол упреждения, откуда следует, что параметром рассогласования в этом методе является угол  = ₀ -  .

Метод погони (чистого преследования) – метод наведения, при котором в процессе полета ракеты вектор ее скорости совпадает с линией ракета-цель, т.е.

 = _л . (1.15)

Параметром рассогласования в этом методе является угол  =  = _л, где  – угол наклона вектора скорости ракеты.

Метод погони с постоянным углом упреждения требует такого движения ракеты, при котором вектор ее скорости упреждает линию ракета-цель на заданный постоянный угол упреждения _упр. Уравнение связи метода имеет вид _упр =  – _л.

К методам с изменяющимся положением требуемого направления вектора скорости относительно линии ракета-цель относятся: метод параллельного сближения и метод пропорционального сближения.

Метод параллельного сближения – метод, при котором линия ракета-цель в процессе полета ракеты к цели перемещается параллельно первоначальному положению, т.е. угловая скорость линии ракета-цель должна быть равна нулю:

^_л = 0. (1.16)

Это один из упредительных методов, в котором угол упреждения равен

_упр = arcsin [(V_ц : V) sin_ц], (1.17)

где _ц – угол между вектором V_ц и линией ракета-цель.

Методом пропорционального сближения называется метод наведения, при котором в течение всего времени полета ракеты к цели угловая скорость поворота вектора скорости ракеты ^ остается пропорциональной угловой скорости линии ракета-цель ^_л:

^ = k^_л, (1.18)

где k – коэффициент пропорциональности (навигационная постоянная).

Сущность метода заключается в том, что для обеспечения встречи ракеты с целью в упрежденной точке необходимо свести к нулю угловую скорость вращения линии ракета-цель Невыполнение условия (1.18) приводит к возникновению параметра рассогласования вида ^ = k^_л – ^.

Реализация этого метода требует измерения величин ^_л и ^. Если первая из них (^_л) измеряется следящим координатором цели головки самонаведения, то для измерения ^ требуется установка на борту ЗУР флюгерного устройства, которое производит измерение угловой скорости вращения вектора скорости ракеты с большими ошибками. Чаще величину ^ измеряют косвенным способом: по величине нормальных перегрузок ракеты W_n. Так как W_n = V^, то ^ = W_n / V. Величина W_n может измеряться датчиками линейных ускорений или оцениваться по углу поворота рулей.

Коэффициент пропорциональности k обычно принимается равным нескольким единицам (обычно 3 < k < 7). Его величина изменяется в зависимости от курса обстреливаемой цели. При стрельбе навстречу она наибольшая, при стрельбе вдогон (в заднюю полусферу) – наименьшая. Из уравнения (1.18) следует, что при k = 1 метод пропорционального сближения соответствует методу погони, а при k =  – методу параллельного сближения.

Благодаря сравнительной простоте реализации этот метод нашел широкое применение в самонаводящихся ЗУР ЗРК ближнего действия.

Рассмотрим вид траектории полета ракеты, наводимой по методу пропорционального сближения. Для графического построения траектории ракеты зададимся параметрами полета ракеты и цели. Пусть цель движется прямолинейно и равномерно и в момент начала самонаведения находится в точке Ц₀ (рис.1.8).

Рис. 1.8. Траектория ЗУР при методе пропорционального сближения

Через достаточно малые промежутки времени t цель проходит расстояние V_цt. Последовательные положения цели в моменты времени t₁, t₂, ... обозначены точками Ц₁, Ц₂,... Ракета в момент начала самонаведения находится в точке Р₀ и летит с постоянной скоростью V точно на цель. Через t = t₁ – t₀ ракета переместится в точку Р₁, при этом линия визирования Р₁Ц₁ повернется в пространстве по отношению к линии Р₀Ц₀ на некоторый угол. Следовательно, угловая скорость линии визирования _л не равна нулю, рули под действием команды управления отклоняются и направление вектора скорости ракеты V меняется.

Через t = t₂ – t₁ ракета переместится в точку Р₂. Так как линия Р₂Ц₂ не параллельна линии Р₁Ц₁, то угловая скорость линии визирования в точке Р₂ опять не равна нулю. Рули находятся в отклоненном положении и направление вектора скорости под действием управляющей силы продолжает изменяться. Следует отметить, что управляющая сила, пропорциональная ^_л, в точке Р₂ меньше, чем в точке Р₁. Когда вектор скорости ракеты повернется относительно курса цели на такой угол, что линия визирования перестанет вращаться и будет оставаться параллельной самой себе (например, Р₄Ц₄Р₅ Ц₅ Р₆Ц₆), управляющая сила станет равной нулю, и ракета будет лететь прямолинейно в упрежденную точку встречи.

Если в момент пуска правильно введено упреждение и вектор скорости ракеты направлен в упрежденную точку встречи, то при принятой гипотезе движения цели ракета будет лететь прямолинейно (точки Р₁^, Р₂^,...) и встреча ракеты с целью произойдет раньше.

Траектория полета ракеты при реализации метода погони представлена на рис. 1.9.

Рис. 1.9. Траектория полета ЗУР при методе погони

Сравнивая кинематические траектории полета ракет на рис. 1.8 и 1.9, можно сделать вывод, что точность наведения ракеты по методу пропорционального сближения значительно выше, а потребные перегрузки значительно ниже, чем при наведении по методу погони.

1.4. Общие сведения об исто ч никах теплового излучения

В современных самонаводящихся ЗУР ближнего действия (БД) применяются оптические, пассивные, гироскопические ГСН. Для таких ГСН источником информации является собственное излучение целей в оптическом диапазоне длин волн, границами которого являются [5]: с одной стороны – рентгеновское излучение с _ри=10^-8 м (0,01 мкм), с другой – радиодиапазон (децимиллиметровые волны) с _рд = 10^-4 м (100 мкм). Сам оптический диапазон разбит на три поддиапазона:

ультрафиолетовый с длиной волны излучения 0,01 <  < 0,4 мкм;

фотоконтрастный (видимое глазом излучение) с длиной волны излучения 0,4 <  < 0,76 мкм;

инфракрасный с длиной волны излучения 0,76 <  < 100 мкм.

В свою очередь инфракрасный (ИК) поддиапазон разбит условно на две области: ближнюю ( < 15 мкм) и дальнюю ( > 15 мкм). В ГСН ЗУР БД широко используются два поддиапазона оптических волн: фотоконтрастный (ФК) и инфракрасный (ближняя ИК область спектра). На распространение волн оптического диапазона большое влияние оказывает состояние атмосферы (количество водяных паров, пыли, твердых частиц, температура, давление и др. факторы). Воздействие атмосферы сводится к ослаблению энергии оптического излучения и изменению параметров передаваемых с их помощью сигналов. Ослабление атмосферой энергии оптического излучения обусловливается рассеянием и поглощением энергии. Необходимо отметить, что пропускание атмосферой оптического излучения носит избирательный характер и зависит от высоты. В приземном слое атмосферы можно выделить сравнительно узкие области («окна») прозрачности [5]: 0,4…0,8; 0,95…1,05; 1,15…1,35; 1,5…1,8; 2,1…2,4; 3,3…4,2; 4,5…5,1; 8…13 мкм (рис. 1.10). С увеличением высоты ширина «окон» прозрачности увеличивается.

Рис. 1.10. “Окна” прозрачности приземного слоя атмосферы толщиной 1850 м

Общеизвестно, что все тела, температура которых отличается от абсолютного нуля, излучают электромагнитную энергию, параметры которой (мощность, спектральная плотность и др.) зависят от температуры, площади, коэффициента излучения и др. параметров излучателя в соответствии с законами излучения (Планка, Голицина-Вина, Стефана-Больцмана). Твердые тела имеют непрерывный спектр излучения, максимум которого соответствует длине волны:

_max = 2896/ мкм, (1.19)

где  [K] – абсолютная температура тела (в Кельвинах).

К твердотельным излучателям оптического диапазона можно отнести:

планер, который излучает в основном в ФК поддиапазоне;

нагретые элементы конструкции двигателя (сопло, лопатки турбины, выхлопные патрубки и головки цилиндров поршневых двигателей) с температурой  = 1100...1800 К, что соответствует длинам волн  = 1,6...2,5 мкм. Кроме того, к таким излучателям можно отнести и организованные помехи типа ложная тепловая цель (ЛТЦ) с температурой излучателя порядка 2000...2500 К.

Направления и интенсивность измерения тепловой энергии целями характеризуются индикатрисами. Индикатрисы излучения тепловой энергии нагретыми элементами различных типов воздушных целей в вертикальной и горизонтальной плоскостях представлены на рис. 1.11. Несколько другой характер излучения имеют газы, в частности газовая струя реактивного двигателя. Спектральная плотность излучения газов в отличие от излучения твердых тел носит не сплошной, а линейчатый характер [6]. Длина волны линии излучения зависит от молекулярного состава газовой струи. В основном это продукты сгорания углеводородного топлива (углекислый газ СО₂ и вода Н₂О), максимум излучения которых приходится на их длины волн (соответственно 4,3 и 2,7 мкм).

Рис. 1.11. Индикатрисы излучения различных типов целей

Наиболее интенсивными излучателями внешней среды являются Солнце и отраженная от облаков и местных предметов солнечная энергия. 99% лучистой энергии Солнца излучается в диапазоне длин волн от 0,2 до 0,5 мкм. Однако яркие, подсвеченные Солнцем неоднородные кучевые облака в 3-7 баллов могут облучать ОГСН в диапазоне длин волн от 0,4 до 1,8 мкм значительно интенсивнее, чем воздушная цель, находящаяся на одинаковой с облаком дальности.

В целом в диапазоне длин волн, используемых в ОГСН ЗУР БД, спектральная плотность излучения различных источников имеет вид, как показано на рис. 1.12 [6].

Рис. 1.12. Спектральная плотность излучения различных источников

От используемого диапазона длин волн зависит способность пассивной ГСН обеспечивать наведение ракет на встречных и догонных курсах или только на догонных курсах. Если ГСН работает лишь по нагретому соплу турбореактивного двигателя, то обстрел такой цели комплексом возможен лишь после пролета целью курсового параметра. Если ГСН способна воспринимать излучение как нагретого сопла, так и продуктов сгорания авиационного топлива, то комплекс будет способен вести стрельбу и на встречных курсах при всех условиях, пока газовая струя не будет экранирована элементами конструкции воздушной цели.

1.5. Мера углов, применяемая в ракетных комплексах

Общепринятыми единицами измерения углов являются радианы, градусы и их производные. Однако в войсковой практике, особенно при определении входных данных для стрельбы, где при вычислениях постоянно приходится пользоваться соотношениями между угловыми и линейными величинами, вместо градусной системы угловых мер применяется деление угломера или тысячная [4].

Делением угломера называется центральный угол, опирающийся на дугу, равную 1/ 6000 длины окружности.

Первое название (деление угломера) объясняется тем, что оно приме-няется во всех оптических измерительных приборах (биноклях, буссолях, прицелах и т.п.), второе – тем, что длина одного такого деления округленно равна тысячной доле радиуса окружности С, так как

l = C : 6000 = 2R : 6000 = 0,0014R  0,001R. (1.20)

На практике для удобства записи и произношения одно деление угломера принято называть малым делением и записывать 0-01, а угол, содержащий 100 малых делений, – большим делением и записывать 1-00. При написании большие и малые деления угломера разделяются черточкой и читаются раздельно (табл. 1.1).

Таблица 1.1

Угол в делениях

угломера

Пишется

Произносится

5

0-05

Ноль, ноль, пять

20

0-20

Ноль, двадцать

300

3-00

Три, ноль, ноль

2307

23-07

Двадцать три, ноль, семь

Таким образом, длина 1:6000 части окружности, т.е. цена деления угломера, округленно равна одной тысячной доле дальности до наблюдаемого объекта: l = D:1000 = 0-01. Мерой углов здесь служит линейный отрезок, равный тысячной доле дальности до наблюдаемого объекта. Между делениями угломера в тысячных и градусной системой отсчета углов существует следующая зависимость:

0-01 = 3,6'; 1-00 = 6⁰.

В ракетных комплексах углы измеряют с помощью приборов с угло-мерной сеткой. В качестве вспомогательных средств для измерения углов можно использовать линейку с миллиметровыми делениями (рис. 1.13, а или подручные средства (рис. 1.13, б). Если держать линейку перед собой, как показано на рис. 1.13, а, на расстоянии 50 см от глаза, то одно деление (1 мм) будет соответствовать углу 0-02. Действительно, в данном случае D = 50 см, а одна тысячная этого расстояния равна 0,5 мм, поэтому один миллиметр соответствует углу, равному двум тысячным, т.е. 0-02.

Рис. 1.13. Измерение углов:

а – с помощью линейки; б – подручными средствами; в – по формуле тысячной

Измерение углов с помощью тысячных используется при стрельбе ПЗРК для визуальной оценки зоны пуска, а также для определения наклонных дальностей до ориентиров на местности. С этой целью широко используются линейка Кумшаева и кольца механического прицела пусковой трубы ПЗРК. При измерении углов подручными средствами полезно знать размеры некоторых предметов, приведенных в табл. 1.2.

Таблица 1.2

Наименование предметов

Размер, мм

Угол

в тысячных

Толщина одной спички

2

0-04

Толщина граненого карандаша

7

0-14

Угловой размер колец мушки пусковой

трубы ПЗРК "Игла":

большого

малого

10

3,1

0-25

0-08

При приближенных вычислениях используется формула тысячной. Согласно рис. 1.13, в

B : D = У  1:1000, (1.21)

где B – линейные размеры наблюдаемого предмета, м;

D – расстояние до предмета, м;

У– величина угла в делениях угломера (тысячных).

Формула тысячных имеет три формы записи в зависимости от того, какая величина подлежит оценке:

при определении расстояний в метрах – D = B  1000:У;

при оценке размеров предмета в метрах – B = D  У:1000;

при определении угла в тысячных – У = B 1000:D.

Следует иметь в виду, что, пользуясь тысячными взамен тригонометрических величин, мы получаем приближенные решения, так как синусы и тангенсы углов не равны самим углам. Кроме того, тысячными можно пользоваться лишь при небольших значениях углов (до 1-50), когда разница между величинами углов и соответствующими тригонометрическими функциями невелика.

Контрольные вопросы

1. Каким образом ориентирована связанная система координат относительно земной системы координат?

2. Какова связь между скоростной и связанной системами координат?

3. Перечислить основные параметры движения цели.

4. Перечислить основные виды маневра цели.

5. Перечислить силы и моменты, действующие на ракету в полете.

6. Во сколько раз увеличится скорость полета ракеты, если при постоянной начальной массе ее конечную массу уменьшить на 20%?

7. Назвать аэродинамические схемы ЗУР. Провести сравнительный анализ их достоинств и недостатков.

8. Пояснить понятие "мгновенный промах" и его связь с угловой скоростью линии визирования ракета-цель.

9. Дать определение методу наведения. Основные требования к методам самонаведения.

10. Произвести сравнительный анализ методов наведения само-наводящихся ЗУР.

11. Перечислить диапазоны длин волн оптического излучения различных элементов воздушных целей.

12. Определить дальность цели с помощью колец передней стойки механического прицела пусковой трубы ПЗРК, если линейные размеры цели (длина и размах крыльев) составляют 15 м, угловые размеры малого кольца 0-08, большого – 0-25 делений угломера, а наблюдаемый размер цели составляет 1,5 диаметра малого кольца.

2. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

ПОЛЕТОМ САМОНАВОДЯЩИХСЯ РАКЕТ

2.1. Назначение и функционально необходимые элементы

системы упра в ления полетом

Система управления полетом (СУП) предназначена для определения положения ракеты и цели в пространстве, выработки команд управления, пропорциональных ошибке наведения, и создания сил и моментов, обеспечивающих сближение ракеты с целью с требуемой точностью.

После пуска ЗУР управление ее полетом может осуществляться как с участием человека (в полуавтоматических системах), так и без его участия (в автоматических системах). От принципа построения СУП зависит состав боевых средств ЗРК. В настоящее время для наведения ракеты на цель применяются системы телеуправления, самонаведения и комбинированные системы управления [2, 3].

В системах телеуправления контроль параметров движения ракеты и цели и определение требуемого движения ракеты осуществляются наземным пунктом управления. При этом сигналы управления рулями ракеты могут формироваться как на пункте наведения, так и на борту ракеты. Недостатком систем командного телеуправления является зависимость линейной величины ошибки наведения ракеты на цель от дальности стрельбы, что вызывает необходимость увеличения потребной для поражения цели массы боевой части с увеличением дальности стрельбы.

В системах самонаведения определение параметров движения цели относительно ракеты и выработка команд управления осуществляются автономно бортовой аппаратурой ракеты по сигналам, поступающим от цели. Взаимное положение ракеты и цели определяется с помощью излучаемых целью или отраженных от нее сигналов. В зависимости от места расположения первичного источника сигналов системы самонаведения подразделяются на активные, полуактивные и пассивные.

Система активного самонаведения характеризуется тем, что источник энергии, облучающий цель, устанавливается на ракете и для самонаведения ЗУР используется отраженная от цели энергия этого источника.

При полуактивном самонаведении также используется отраженная от цели энергия, но первичный источник энергии находится вне ракеты.

При пассивном самонаведении источником излучения является сама цель.

Следовательно, информация о координатах и параметрах движения цели может быть получена без специального облучения цели энергией какого-либо вида.

Системы самонаведения обеспечивают высокую точность наведения ракеты независимо от дальности стрельбы. Следовательно, для поражения цели необходима относительно малая масса боевой части ракеты.

Под комбинированным управлением понимается сочетание различных систем управления при наведении ракеты на цель. При этом возможны различные комбинации систем управления, например, телеуправление на первом этапе наведения ракеты и самонаведение на втором или инерциальное наведение с радиокоррекцией на первом этапе и самонаведение на втором. Применение комбинированного управления обусловливает необходимость решения таких задач, как сопряжение траекторий при переходе на другой способ управления, обеспечение захвата цели головкой самонаведения (ГСН) ракеты в полете, использование одних и тех же устройств бортовой аппаратуры на различных этапах управления и др.

Для выполнения задачи наведения любая СУП в общем случае должна включать следующие элементы [4, 7]:

измеритель текущих координат ракеты и цели;

счетно-решающий прибор (устройство выработки команд управления);

устройство передачи команд;

автопилот;

планер ракеты.

Измеритель текущих координат ракеты и цели представляет собой станцию слежения за целью и ракетой для систем телеуправления или координатор цели, устанавливаемый на борту самонаводящихся ЗУР (ГСН).

Счетно-решающий прибор (СРП) по измеренным значениям текущих координат ракеты и цели определяет ошибку наведения и формирует сигнал (команду) управления рулями ракеты в соответствии с принятым законом сближения. Если устройство выработки команд (УВК) размещается на борту ракеты, то команды управления непосредственно выдаются на автопилот. При расположении СРП вне ракеты команды передаются на борт с помощью устройства передачи команд (УПК).

Автопилот (АП) обеспечивает отработку сигнала управления, осуществляя отклонение рулей на определенный угол с помощью рулевого привода. Для стабилизации ракеты и улучшения динамических свойств СУП с ракеты на АП обычно выдается ряд дополнительных сигналов управления, снимаемых с чувствительных измерительных элементов. Эти сигналы характеризуют величины и скорости изменения углов рыскания, тангажа и крена, линейные ускорения центра масс ракеты и т.п.

Планер ракеты является объектом управления и источником возникновения в полете управляющих сил и моментов, зависящих от величины и направления отклонения рулей от нейтрального положения.

Управляющая сила вызывает такой маневр ракеты, который приводит к уменьшению ошибки наведения.

Взаимосвязь элементов СУП самонаводящейся ЗУР показана на рис.2.1. В состав системы самонаведения, кроме перечисленных выше элементов, включено звено связи ракеты с целью – кинематическое звено. Оно не реализуется на борту ракеты в виде каких-либо устройств, а отображает математическую связь между параметрами движения ракеты и цели, соответствующую выбранному методу наведения.

Рис. 2.1. Система самонаведения ракеты

2.2. Краткая характеристика контура управления полетом

самонавод я щихся ЗУР

В состав контура управления самонаводящейся ЗУР должны входить следующие функциональные элементы: измерительное устройство (координатор); устройство выработки команд (УВК); автопилот (АП) и ракета (планер), как объект управления (см. рис. 2.1). Рассмотрим более подробно структуру и функции этих элементов [7].

Координатор, как измерительное устройство, представляет собой автоматическую систему слежения за целью, установленную на борту ракеты. В контуре управления ЗУР БД применяется гироскопический следящий координатор (рис. 2.2), приемник сигналов которого (оптическая система) развязан по угловым колебаниям относительно корпуса ракеты.

Рис. 2.2. Структурная схема гироскопического СКЦ

Если ось оптической системы X_а, совпадающая по направлению с вектором кинетического момента ротора гироскопа, отклонится от оси X_л (линии ракета-цель) на угол , то на выходе блока выделения сигнала ошибки появится сигнал, пропорциональный этому углу. При подаче этого сигнала на моментный датчик создается внешний момент М_д, который приводит к прецессии ротора гироскопа с угловой скоростью ^_а, которая равна абсолютной угловой скорости вращения оси X_а. Прецессия гироскопа будет продолжаться до тех пор, пока существует ошибка .

В связи с малыми значениями угла  и коэффициента трения в подшипниках подвеса гироскопа (K_г) упрощенная передаточная функция следящего координатора цели будет иметь вид, как показано на рис. 2.3.

Рис. 2.3. Упрощенная передаточная функция СКЦ

Передаточные функции такого координатора можно рассчитать по формулам

K_ц(р) = _л^*(р) / _л(р) = 1/(1+Т_кр); (2.1)

K_р(р) = q*(р) / q(р) = К_кр /(1+Т_кр), (2.2)

где K_к – коэффициент передачи координатора, характеризующий его развязку от колебаний корпуса ракеты [K_к = K_т /(K_ртK_мд)];

T_к – постоянная времени координатора [Т_к=K_тН / (K_рт K_мд)];

K_т – коэффициент трения в подшипниках подвеса;

K_мд – коэффициент передачи моментного датчика;

K_рт – коэффициент передачи блока выделения сигнала ошибки;

H– кинетический момент ротора гироскопа, характеризующий его инерци-онные свойства при вращательном движении.

По своим динамическим свойствам гироскопический следящий координатор цели (СКЦ) представляет собой следящую систему с астатизмом первого порядка, т.е. в установившемся режиме ошибка сопровождения цели () пропорциональна угловой скорости линии визирования ракета-цель. По сравнению с электромеханическим СКЦ он обеспечивает более полную развязку следящего координатора от колебаний корпуса ракеты.

Устройство выработки команд управления (УВК) по измеренным значениям параметров относительного движения ракеты и цели (^_л) и заданным уравнениям связи формирует команды управления, поступающие в автопилот.

Автопилот (АП) обеспечивает стабилизацию ракеты и управление ее полетом, непосредственно воздействуя на органы управления (рули) в соответствии с величиной и знаком команды. Для стабилизации ракеты и улучшения ее динамических свойств на УВК и АП выдается ряд дополнительных сигналов (команд) о параметрах движения ракеты (например, сигналы о режимах полета – СТАРТ, МАРШ, ИЗЛЕТ, ВДОГОН), которые формируются чувствительными элементами АП (датчиками линейных ускорений, датчиками угловых скоростей и т.п.). Отклонение органов управления приводит к изменению нормальных составляющих приложенных к ракете сил и изменению параметров ее движения. В результате этого изменяются и параметры относительно движения ракеты и цели, измеряемые СКЦ.

Закон формирования команд управления в контурах управления самонаводящихся ЗУР выбирается прежде всего из соображений обеспечения требуемой точности процесса управления (обеспечение минимального промаха). Однако требования к точности противоречат требованиям к устойчивости контура управления, что не позволяет вводить в контур управления последовательные форсирующие звенья. УВК самонаводящихся ЗУР обычно используют простейшие законы формирования команд управления: команды управления пропорциональны составляющим (по осям координат) угловой скорости линии визирования ракета-цель ( = k^_л). В целях уменьшения влияния шумов и коррекции динамических свойств контура управления вводится фильтр нижних частот, состоящий из одного или двух апериодических звеньев. В этом случае передаточная функция УВК будет иметь вид

K_УВК(р) = (p) : ^(p) = K_увк : [(1+T_1увкp)(1+T_2увкp)]. (2.3)

Для обеспечения соотношения между располагаемыми (n_р) и допустимыми (n_доп) перегрузками (n_р  n_доп) команды управления обычно ограничиваются по величине путем введения звена с характеристикой элемента насыщения.

Для учета влияния условий полета ракеты на процесс наведения целесообразно изменять коэффициент пропорциональности УВК (K_УВК) в зависимости от скорости сближения ракеты и цели (r^_л). Для этого коэффициент передачи УВК изменяют с помощью множительного звена (рис.2.4). В этом случае величина команды управления _к будет определяться как величиной угловой скорости ^_л, так и значением коэффициента K_УВК, являющегося функцией скорости сближения r^_л (K_УВК = f(r^_л )). В качестве простейших устройств, характеризующих скорость сближения r^_л, могут быть использованы:

датчик линейного ускорения дискретного типа, формирующий сигналы о разгоне ракеты (СТАРТ), ее полете с постоянной скоростью (МАРШ) или на пассивном участке (ИЗЛЕТ);

значение угла встреливания ракеты в вертикальной плоскости;

значение угла пеленга;

условия обстрела цели (встречный или догонный курсы).

Рис. 2.4. Передаточная функция УВК

Кинематическое звено представляет собой отображение математических зависимостей, связывающих параметры движения ракеты и цели с параметрами их относительного движения, т.е. отображает конкретный метод наведения.

Наиболее часто в качестве параметров движения ракеты и цели рассматриваются их нормальные ускорения, а в качестве параметра их относительного движения – угловая скорость вращения вектора дальности между ракетой и целью или угол _л, характеризующий положение этого вектора в пространстве (см. рис. 1.7).

В самом общем виде кинематические уравнения, характеризующие эти связи, для наведения ракеты в вертикальной плоскости имеют вид

r ^ _л = V _ц cos(  _ц –  _л ) – Vcos(  –  _л );

r_л^_л = V_цsin(_ц – _л) – Vsin( – _л), (2.4)

где углы _ц и  характеризуют положения векторов скорости цели и ракеты соответственно.

В результате ряда преобразований и допущений (за малые промежутки времени цель и ракета летят с постоянными скоростями) можно получить уравнения кинематического звена в виде

r^_л ^_л + 2r^_л ^_л = W_цусos(^* – ^*) – W_усos(^* – ). (2.5)

Структурная схема, реализующая это уравнение, представлена на рис. 2.5.

Рис. 2.5. Структурная схема кинематического звена

Звено, обеспечивающее положительную обратную связь с коэффициентом передачи 2r^_л^*, свидетельствует о структурной неустойчивости кинематического звена, а звено с коэффициентом передачи 1/ r_л^* о его существенной нестационарности, особенно сильно проявляющейся при малых дальностях цели.

Структурная схема контура управления в целом представлена на рис. 2.6.

При этом аппаратурная часть, включающая цепь прохождения сигнала (координатор, УВК, АП с системами стабилизации и управления нормальными перегрузками ракеты), с учетом ее стационарности и работы в линейном режиме, свернута в одно целое. Передаточная функция аппаратурной части при этом будет иметь вид

K_ач(р) = W_у(p):_л(p) = K_ачp(1+b₁p+...+b_mp^m):(1+a₁p+...+a_npⁿ), (2.6)

где K_ач, b_i, a_j – коэффициенты многочлена, связанного с параметрами передаточных функций элементов.

Рис. 2.6. Передаточная функция контура управления

Таким образом, контур управления самонаводящихся ЗУР представляет собой замкнутую систему автоматического управления движением центра масс ракеты, в котором координатор, УВК и АП выполняют роль автоматического управляющего устройства.

2.3. Принципы построения пассивных головок самонаведения

Основным элементом самонаводящихся ЗУР, определяющим параметры относительного движения ракеты и цели является головка самонаведения (ГСН). Основными классификационными признаками ГСН являются [8]:

в зависимости от вида используемой энергии для извлечения информации – радиолокационные и оптические;

в зависимости от места нахождения источника энергии – активные (передатчик на борту ЗУР), полуактивные (передатчик, станция подсвета на земле), пассивные (источник информации сама цель);

по типу применяемого привода координатора цели ГСН – электромеханические, гироскопические и электрогидравлические.

Для формирования сигналов управления, обеспечивающих самонаведение ракеты на цель по методу пропорционального сближения, ГСН должна поддерживать непрерывный информационный контакт с целью вдоль линии визирования и обеспечивать:

формирование сигнала, пропорционального углу рассогласования между оптической осью ГСН и линией визирования цели (ошибки слежения ГСН), необходимого для нормальной работы системы слежения ГСН;

формирование сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования (ошибки наведения);

формирование сигнала, пропорционального углу пеленга.

Основу оптических ГСН составляет следящий координатор цели (СКЦ), предназначенный для непрерывного автоматического определения угла рассогласования между оптической осью координатора и направлением на цель и сведения угла рассогласования к нулю в режиме слежения.

Функционально необходимыми элементами существующих СКЦ являются координатор цели (КЦ), электронный блок и магнитная система коррекции гироскопа [7].