Файл: С. В. Кондаков 2019 г.pdf

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
20
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
системы наведения используются последовательно или параллельно во времени.
Остановимся подробнее на системах самонаведения , которые обычно применяются на последнем этапе наведения.
1.1.1 Системы самонаведения (ССН). Общие сведения, функциональная структура и требования к ССН.
Самонаводящаяся система управления полетом располагается на борту ракеты и самостоятельно принимает информацию от цели, обрабатывает ее, получает сигналы управления и производит наведение ракеты на цель.
ССН оснащены головкой самонаведения, назначение которой – принятие и об- работка информации от цели и её последующая передача в автопилот. Головка са- монаведения измеряет относительные координаты цели, используя энергию, излу- чаемую или отражаемую целью. Различают пассивные, активные и полуактивные
ССН [6].
Система самонаведения называется пассивной, если она основана на использо- вании собственного (первичного – тепловое, световое, радиоизлучения) излучения цели (приемник излученного от цели сигнала находятся на объекте наведения: кре- стокрылые ракеты класса «воздух-воздух» типа Р-60(М), Р-73, Р-27П, Р-27Т и др.).
(Рисунок 4)
.
Рисунок 4 – Пассивное самонаведение
Преимущества:
- автономность от командного пункта и носителя;
- сравнительно простая аппаратура, а значит, меньшие массогабаритные характеристики ЛА, повышенная манёвренность;
- скрытность применения, так как ракета имеет очень малую энергию излучения для ее обнаружения;
- помехозащищенность.
К недостаткам относятся:
- в отличие от активных и полуактивных ССН имеют ограниченную дальность действия;
- не всегда цель излучает полезный сигнал (для тепловых ГСН);
- подвержены влиянию погодных условий.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
21
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Системами самонаведения активного типа называют системы, в которых источник энергии, облучающий цель, и приемник отраженной от цели энергии размещаются на ракете (крестокрылые ракеты класса «воздух-воздух» типа, РВВ-
БД, РВВ-СД и РВВ-ДБ, т.е. ракеты класса «воздух-воздух» ближнего, среднего и дальнего радиуса действия, передатчик и приемник зондирующего сигнала находятся на объекте наведения) (Рисунок 5).
Рисунок 5 – Активное самонаведение
Преимущества активного самонаведения:
- полная независимость движения ракеты от КП и носителя;
- проще осуществлять селекцию целей, так как излучатель и приемник нахо- дятся в одном месте, что дает возможность в приемнике в качестве образца ввести зондирующий импульс;
- удобно сочетать с другими видами наведения;
Недостатки метода:
- велика вероятность обнаружения и уничтожения ракеты, как носителя излуче- ния;
- повышенные массогабаритные характеристики за счёт дополнительной аппа- ратуры;
- легче создать помехи.
Система самонаведения считается полуактивной, если цель облучается источником энергии, установленным вне ракеты, а отраженная от цели энергия принимается приемником ракеты. Источник энергии, облучающий цель, может быть расположен на земле, на корабле или на самолете. Для облучения цели при полуактивном самонаведении могут использоваться не только радиоволны, но и световые и инфракрасные лучи (крестокрылые ракеты класса «воздух-воздух» типа
Р-27Р, Р-33, и др.).
Рисунок 6 – Полуактивное самонаведение

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
22
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Преимущества полуактивного самонаведения:
- возможность иметь мощный облучатель на КП и, как следствие, мощный от- раженный сигнал от цели, что в результате приводит к увеличению дальности ее обнаружения и наведения;
- аппаратура, расположенная на борту более простая;
К недостаткам метода следует отнести следующее:
- простота обнаружения источника излучения;
- при наведении ракеты ограничивается маневренность носителя, что повышает вероятность его уничтожения;
- легкость создания помех как для носителя, так и для ракеты.
В качестве примера рассмотрим головку самонаведения ракеты 9М37.
Пассивная двухдиапазонная оптическая головка самонаведения (ГСН) 9Э47 является основным элементом ракеты и предназначена для захвата цели, ее автосопровождения и выдачи в автопилот управляющих сигналов, пропорциональных угловой скорости вращения линии РАКЕТА–ЦЕЛЬ и углу пеленга.
Угол пеленга – угол между продольной осью ракеты и осью ГСН, в ЗУР 9М37 он может изменяться от 0 до 40° в любом направлении (Рисунок 7).
Рисунок 7 – Понятие угла пеленга ГСН
Конструктивно ГСН состоит из двух основных узлов: гирокоординатора и электронного блока.
Функционально в состав ГСН входят:
- следящий координатор цели;
- система электронного арретирования;

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
23
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
- система разгона и поддержки оборотов гироскопа;
- система охлаждения фотоприемника инфракрасного канала;
- координатный преобразователь.
Следящий координатор представляет собой обычный координатор, установленный на подвижной относительно корпуса ракеты платформе. Изменение положения платформы осуществляется с помощью двигателей, приводимых в движение выходными сигналами координатора. Выходные сигналы координатора усиливаются усилителем мощности. При таком сочетании координатора цели, обеспечивающего измерение угла рассогласования, и подвижной платформы с двигателем осуществляется непрерывное слежение оси координатора за целью. В состав следящего координатора, кроме усилителя мощности входит привод, который может быть электрическим, пневматическим, гидравлическим или гироскопическим. Привод обеспечивает непрерывное перемещение оси координатора вслед за направлением на цель, он механически связан с оптической или радиолокационной системой головки самонаведения ракеты. Структурная схема следящего координатора приведена на рисунке 8.
Рисунок 8 - Структурная схема следящего координатора
Следящие координаторы цели состоят обычно из двух идентичных по структурной схеме и конструктивному выполнению каналов – продольного и поперечного, каждый из которых представляет собой замкнутую систему автоматического управления. В зависимости от вида применяемого привода, как было сказано выше, следящие координаторы классифицируются как электромеханические, пневматические, гидравлические и гироскопические.
В электромеханических следящих координаторах применяются электрические приводы – электромоторы с редукторами, а в гидравлических – гидромоторы с магнитоэлектрическим управляющим устройством.
Данные координаторы обладают существенными недостатками: они повторяют

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
24
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
колебания ракеты относительно центра массы при полёте её к цели и тем самым сильно снижают точность измерения угловых координат цели. Для устранения подобных ошибок на входы электродвигателей или гиромоторов необходимо подавать дополнительные электрические сигналы, формируемые с помощью скоростных гироскопов, измеряющих угловые скорости вращения ракеты относительно поперечных осей, связанных с ракетой.
К следящим приводам координаторов цели предъявляются очень жесткие требования, главными из которых являются: высокая точность измерения угловой скорости линии ракета – цель и возможность измерения угловой скорости линии визирования простыми в техническом отношении средствами. Наиболее полно этим требованиям удовлетворяет гироскопический следящий привод, получивший широкое распространение в самонаводящихся ракетах «воздух-воздух».
Под влиянием гироскопического момента гироскоп начинает прецессировать.
Прецессионное движение гироскопа мгновенно появляется при приложении внешнего момента и сразу же прекращается при его исчезновении. Это свойство трехстепенного гироскопа используется в системе автоматического сопровождения по схеме, изображенной на рисунке 9.
Рисунок 9 - Схема следящего координатора с одногироскопным следящим приводом
Здесь оптическая система или антенный блок координатора связана с внутренней рамкой трехстепенного гироскопа. Для создания моментов прецессии на осях рамок имеются два коррекционных датчика моментов (ДМн, ДМв), представляющих собой двигатели постоянного тока: ДМн установлен на оси

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
25
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
наружной рамки, ДМв – на оси внутренней рамки.
Выходные сигналы координатора поступают в электронный блок, после усиления подаются в датчики моментов. Напряжение рассогласования Uk2, пропорциональное составляющей φ
z
угла рассогласования в поперечной плоскости, в виде сигнала Ik2, подается на датчик моментов по оси Zk. Напряжение Uk1, пропорциональное составляющей φ
у
угла рассогласования в продольной плоскости, в виде сигнала Ik1подается на датчик моментов по оси Yk.
При отклонении оси координатора от направления на цель коррекционные датчики, связанные с осями вращения рамок, создают вращающие моменты, под действием которых гироскоп прецессирует в направлении совмещения оси координатора с направлением на цель. Прецессия прекращается, когда ось координатора совмещается с линией дальности и напряжения Uk1 и Uk2 становятся равными нулю.
При вращении линии дальности с постоянной угловой скоростью возникает установившийся процесс слежения, при котором моменты коррекционных датчиков пропорциональны проекциям вектора угловой скорости линии дальности на соответствующие оси.
Измеряя величину моментов коррекционных датчиков (например, по силе тока в обмотках), можно определить проекции вектора угловой скорости линии дальности на два взаимно перпендикулярных направления.
Установив на осях вращения рамок карданова подвеса движки потенциометрических датчиков, можно при автоматическом сопровождении подвижного объекта определять его угловые координаты относительно платформы, на которой закреплен гироскоп. В этом случае корпусы датчиков должны быть жестко связаны с платформой.
Одногироскопический следящий привод применяется в тех случаях, когда механический узел координатора цели не имеет большого веса и габаритов или может быть конструктивно выполнен как часть ротора гироскопа. При сочленении гироскопического привода с массивным механическим узлом, измеряющим положение в пространстве оптической оси координатора цели, используются гиростабилизированные платформы. В противном случае необходимо применять гироскоп с большим кинетическим моментом, для того чтобы избежать влияния остаточной несбалансированности ротора и проявления взаимосвязи каналов.
Увеличение же кинетического момента влечет за собой необходимость применения коррекционных датчиков с большим крутящим моментом.
Следящие координаторы с гиростабилизированной платформой устанавливаются на ракетах средней и большой дальности. Оптическая система

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
26
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
(антенный блок) координатора может быть неподвижно установлена на гироплатформе или иметь карданов подвес, связанный с гироплатформой подвижными тягами. На платформе устанавливаются два гироскопа с двумя степенями свободы у каждого относительно платформы. При этом собственные кинетические моменты каждого ротора гироскопа направлены в противоположные стороны.
Электромеханические системы автосопровождения просты по устройству и надёжны в эксплуатации, но обладают большой инерционностью. Их целесообразно использовать в тех случаях, когда вектор дальности имеет малую угловую скорость вращения (при слежении за медленно движущимися целями).

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
27
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
промаха. Текущим промахом
ℎ
????
(рисунок 10) называется минимальное расстояние между ракетой и целью в плоскости рассеивания, которое имело бы место при условии, что начиная с данного момента времени
???? процесс самонаведения прекращается и векторы скорости ракеты и цели остаются неизменными по величине и направлению. Плоскость рассеивания проходит через центр масс цели и располагается перпендикулярно к вектору относительной скорости движения ракеты и цели [6].
Рисунок 10 – Понятие текущего промаха:
????, ???? – оси связанной системы координат, ???? – угол упреждения, ℎ
????
– текущий промах,
????
ц
отн
– относительное ускорение цели, ????
0
– относительная скорость цели,
???? – расстояние до цели
Поскольку процесс самонаведения реализуется под влиянием большого числа случайных факторов, промах следует рассматривать как случайную величину.
Полной характеристикой случайной величины является, как известно, функция плотности распределений вероятности. Однако для практических целей проектирования систем самонаведения, как правило, ограничиваются двумя моментами функции плотности распределения пролета: математическим ожиданием и дисперсией [26].
Естественной целью проектирования систем самонаведения является уменьшение математического ожидания и дисперсии пролета.
Возможности ракеты осуществлять маневры определяются величиной нормальных перегрузок. Перегрузкой называется отношение суммы действующих сил, кроме силы тяжести, к весу ракеты [20]. В заданных условиях полета и при заданной скорости ракеты минимальный радиус кривизны траекторий, которые способна осуществить ракета, определяют ее располагаемые перегрузки
????, которые вычисляются по следующей формуле [5]: