Файл: С. В. Кондаков 2019 г.pdf

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
28
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
???? =
????̇
р
????
р
????
,
где
????̇
р
– угловая скорость вращения вектора скорости ракеты,
????
р
– скорость ракеты
(ОУ),
???? – ускорение свободного падения.
Характер траектории определяют так называемые потребные перегрузки ракеты, т.е. перегрузки, которыми должна обладать ракета для полета по определенной траектории. Величина перегрузок при заданных параметрах движения цели и скорости ракеты является функцией метода наведения.
Функциональная структура СН и задачи, возлагаемы на СН для ЛА
различного типа и назначения.
На рисунке 11 представлена обобщенная функциональная схема системы наведения, где
????̅
р
– параметры ракеты (ОУ),
????̅
ц
– параметры цели,
????, ????, – угол линии визирования и расстояние между ракетой и целью,
????,
̂ ????̂ – оценка угла линии визирования и оценка расстояния между ракетой и целью соответственно,
????
к
– команда управления, ,
???? – угол поворота рулевого привода.
Рисунок 11 – Обобщенная функциональная схема СН
В звене Цель задаются параметры движения цели
????̅
ц
(скорость, координаты X и
Y и т.д.). Кинематическое звено представляет собой математическую модель отображающую связь между координатами движения цели
????̅
ц
и ракеты
????̅
р
. Головка самонаведения (ГСН) формирует оценки необходимых параметров движения
(
????̂, ????̂ ). Блок формирования команд формирует команду управления ????
к
. Автопилот
(АП) обеспечивает функциональную связь между командным сигналом
????
к
и углом отклонения рулевого привода
????. Летательный аппарат (ЛА) формирует параметры
????̅
р
по которым летит ракета.
Таким образом, контур наведения (КН) представляет собой часть СУ, ответственную за наведение ракеты на цель с заданной точностью. КН объединяет
????̅
р
????̅
ц
????, ????
????̂, ????̂
????
????

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
29
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
систему управления относительным движением (относительно цели), контур стабилизации и кинематические соотношения.
Кинематическое звено представляет собой математическую модель отображающую связь между координатами движения цели и ракеты. Для получения уравнений кинематического звена рассмотрим общий случай наведения
ЛА, предполагая, что траектории ЛА и цели лежат в некоторой неизменной вертикальной плоскости сближения (рисунок 12).
Рисунок 12 - Координаты ЛА и цели при самонаведении:
Р - ЛА; Ц - цель; φ - угол линии визирования;
????, V
ц
- векторы скорости ЛА и цели;
η
, η
ц
- углы упреждения ЛА и цели; θ, θ
ц
– углы наклона траектории ЛА и цели; r - расстояние между ЛА и целью; ζ - угол пеленга цели (угол между продольной осью ЛА Ох и линией визирования); ϑ - угол тангажа; α -угол атаки; x
з
- продольная ось, параллельная оси земной системы координат
Спроецировав скорости
????
р и
????
ц на линию визирования и на направление, нормальное к ней, получим кинематические уравнения относительного движения цели и ЛА в общем виде:
????̇ = −????
р cos(???? − ????
р
) + ????
ц cos (???? − ????
ц
),
????????̇ = ????
р sin(???? − ????
р
) − ????
ц sin (???? − ????
ц
).
Система наведения в зависимости от области применения летательного аппарата может решать различные задачи.
Например, система наведения летательных аппаратов атмосферного типа решает следующие задачи:
- измерение кинематических переменных
(параметров наведения), необходимых для формирования управляющей перегрузки;

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
30
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
- организация условий поступления информации о цели (слежение за целью);
- обработка измерений (фильтрация);
- формирование сигнала, пропорционального требуемой величине управляющей перегрузки ракеты в соответствии с законом наведения;
- формирование требуемой величины отклонения рулевых органов в соответствии с законом управления;
- отработка требуемого положения рулевых органов;
- измерение переменных собственного движения ракеты;
- стабилизация ракеты на траектории.
К вспомогательным функциям относятся обычно функции, связанные с ограничением критических состояний:
1. Ограничение перегрузок ракеты в интересах прочности для применения бортовых приборов, не допускающих превышения определённого уровня перегрузки и для обеспечения устойчивости ракеты в меняющемся скоростном напоре при полёте её на траектории.
2. Ограничение углов атаки, которое необходимо реализовать в тех режимах, когда располагаемые перегрузки меньше перегрузок, требуемых для наведения на цель при выбранном законе (обычная ситуация для больших высот). Другой причиной, требующей такого ограничения, может явиться обеспечение устойчивости балансировочных режимов в пространственном движении при больших углах атаки.
3. Ограничение углов пеленга, т.е. углов между продольной осью ракеты и мгновенным направлением на цель — проблема, связанная со стремлением обеспечить достаточно широкие зоны применения ракеты при неизбежном механическом ограничении углов поворота координатора цели.
Типовые этапы наведения ЛА в зависимости от вида и особенностей
целевой задачи
В процессе наведения управляемой ракеты выделяют 4 основных этапа [9]:
1. Выведение ЛА на траекторию наведения.
2. Сближение ЛА с целью.
3. Преследование цели.
4. Подрыв боевого заряда.
Задача системы наведения при движении ЛА к цели состоит в изменении траек- тории полета ракеты, таким образом, чтобы достичь наибольшей вероятности по- ражения цели.
Рассмотрение такой задачи начинается с кинематического исследования. Центр масс летательного аппарата и цели представляются в виде геометрических точек.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
31
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Наведение заканчивается или выводом управляемого снаряда на такое расстояние до цели, при котором обеспечивается срабатывание дистанционного взрывателя и поражение цели, или прямым попаданием в цель. Результатом такого исследования является построение кинематической траектории движения летательного аппарата.
Теоретическую траекторию ракеты, определяемую уравнением метода наведения, принято называть кинематической или требуемой траекторией.
Характер этой траектории устанавливается на основе кинематического исследования наведения ракеты на цель, движение которой заранее задано. При кинематическом исследовании ракета принимается за точку, движущуюся под действием определенных сил. Реальная траектория будет отличаться от кинематической из-за воздействия на систему управления различных внешних воздействий, инерционности ракеты и других элементов системы управления, наличия инструментальных ошибок и т. д.
Далее решается задача динамического исследования в рамках рассмотрения во- проса о характеристиках реальной траектории полета снаряда (ЛА). Оно позволяет найти закон управления рулевыми органами (сигнал управления). Результатом та- кого исследования является построение динамической тракетории движения ЛА.
Динамическая траектория – это расчетная линия движения ОУ с учетом его инерционных свойств, а также инерции системы управления [6].
Траектории движения снаряда на первом этапе наведения весьма разнообразны.
На первом этапе наведения траектории ЛА могут иметь различный вид. Необходи- мая форма траектории на этом этапе определяется:
- начальными условиями пуска снаряда;
- способом старта (старт с «нулевым» разбегом, старт с направляющих, ката- пультирование, старт с применением стартовых двигателей, с использованием силы тяжести);
- местом старта (земля, корабль, самолет);
- способом управления на втором этапе наведения;
- характеристиками снаряда на этапе его разгона;
- условиями тактической обстановки.
Обычно первый этап наведения предполагает появление начальной ошибки прицеливания. Начальная ошибка прицеливания – это разница в параметрах конеч- ного участка траектории первого этапа наведения и начального участка траектории второго этапа.
На втором и третьем этапах наведения движение летательного аппарата опреде- ляется методом наведения.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
32
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Основной задачей четвертого этапа является поражение цели с заданной веро- ятностью.
На этапе управления подрывом боевой части ракеты выбираются способ и момент подрыва заряда, регулируется направление разлета 2 поражающих эле- ментов боевой части.
Нас будут интересовать траектории полета, соответствующие второму и треть- ему этапам наведения.
Управление ЛА определяется алгоритмом, который может быть задан функци- ональной зависимостью команды управления
????⃗
????
от величин, характеризующих ко- ординаты цели, снаряда и пункта управления
????⃗
????
(????) = ???? ( ???? ц
(????), ???? р
(????), ???? пу
(????)).
Вид функции
???? ( ???? ц
(????), ???? р
(????), ???? пу
(????)) определяется на основе имеющейся апри- орной информации, например, характеристик цели, дальности действия, характе- ристик боевой части ракеты и т.п.
Выбранный алгоритм должен обеспечивать наименьшую кривизну траектории, что приводит к уменьшению времени наведения и снижению требований к манев- ренности.
Кинематические, динамические (учитывающие ограниченную маневренность снаряда и инерционность системы управления) и фактические траектории (учитыва- ющие случайные возмущения и помехи) – это кривые в трехмерном пространстве.
Количественной характеристикой маневренности ЛА является минимально до- пустимый радиус кривизны траектории r
min или развитое при этом поперечное ускорение
????
п ????????????
[2].
????
п ????????????
= V
2
r
????????????
⁄
Часто пользуются коэффициентом перегрузки n. Допустимая перегрузка огра- ничивается величиной
???? ≤ 10???? для ЛА, на борту которых находятся люди, или ???? ≤
30???? при их отсутствии
???? = ????
п ????????????
g
⁄ = V
2
g
⁄ ∙ r
????????????
, где g - ускорение силы тяжести.
В зависимости от характера цели траектории полета летательных аппаратов мо- гут быть «жесткими» или «гибкими». Первые применяются при стрельбе по непо- движным целям или иногда по целям движущимся, но с точно прогнозируемыми координатами, а вторые используются для поражения как неподвижных, так и де- терминировано или произвольно движущихся целей.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
33
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
Исполнительные органы систем управления движением ракет. Способы
создания управляющих сил и моментов.
Исполнительные органы – это агрегаты и устройства, создающие управляющие усилия, которые действуют на ЛА и обеспечивают движение по заданной траекто- рии, а также парирование возмущающих сил и моментов, возникающих во время этого движения.
Исполнительные органы ракет и КЛА существенно различаются, что объясняется разными средами, в которых происходит полет.
Основной задачей исполнительных органов является создание моментов относительно центра масс для разворота корпуса ЛА на заданные углы [10].
Исполнительные органы ракет бывают двух видов: аэродинамические и газодинамические.
Аэродинамические органы управления – это органы управления движением ракеты, которые создают управляющее усилие путём изменения условий внешнего обтекания.
Газодинамические органы управления формируют управляющую силу за счёт энергии газов, истекающих из маршевых и специальных управляющих двигателей.
Аэродинамические органы управления применяются на ракетах маленьких и средних размеров. Газодинамические органы управления используют на ракетах – носителях и ракетах стратегического назначения, аэродинамические органы управления могут служить в качестве органов управления по крену.
На рисунке 13 представлены основные исполнительные органы управляемого крестокрылого снаряда.
Рисунок 13 – Аэродинамическая схема крестокрылого снаряда
Рулевыми приводами называются автоматические устройства, выполняющие работу по отклонению органов управления ракеты (рули, поворотное крыло,

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
34
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
элероны, дефлекторы и т. п.) в соответствии с управляющими сигналами.
Рулевые приводы (РП) предназначены для перемещения рулевых органов
(рулей) ракеты по определенному закону в зависимости от команд, поступающих от системы управления.
В зависимости от вида энергии, используемой приводом для отклонения рулей, различают:
- газовые РП (используют для отклонения рулевых поверхностей энергию сжатых газов). Рулевые приводы, работающие на сжатом воздухе, носят название пневматические РП. Газовые рулевые приводы, использующие энергию газообразных продуктов горения твёрдотопливных зарядов, называют рулевыми приводами на горячем газе;
- гидравлические РП (для отклонения рулевых поверхностей используют энергию жидкости, находящейся под давлением);
- электрические РП (отклоняют рули ракеты за счёт электроэнергии).
К приводам рулей ракет предъявляются высокие требования. Они должны обладать высоким быстродействием, большим движущим моментом, малыми весом и габаритами на единицу мощности и высокой эксплуатационной надежностью.
В космической отрасли используют рулевые машины для отклонения реактивных сопел. Название рулевых машин пришло в космическую технику от названия привода рулей (воздушных и газовых) автомата стабилизации баллистических ракет. Наиболее распространенными типами рулевых машин в ракетной технике являются электрогидравлические и электрические.
В приводах электрического типа в качестве двигателя используются электродвигатели постоянного и переменного тока и электромагниты. В авиационных ракетах нашли применение простейшие типы электроприводов с релейно-контактным управлением, обладающие сравнительно малыми весом и габаритами. Регулирование производится со стороны якоря двигателя, что обеспечивает лучшее быстродействие.
Рулевые приводы с электродвигателями постоянного тока и релейными усилителями обладают хорошей стабильностью работы, просты в эксплуатации.
Для подавления низкочастотных автоколебаний, неизбежно возникающих при наличии релейного усилителя, применяют линеаризацию реле внутренними высокочастотными колебаниями за счет охвата реле запаздывающей отрицательной обратной связью.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
35
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
электроэнергии, как, например, в авиационных крылатых ракетах.
Так блок рулевых приводов ракеты (рисунок 14) обеспечивает отклонение четырех рулей. При отклонении рулей возникает аэродинамическая сила, перпендикулярная скорости полета ракеты, которая и является управляющей силой, создающей заданное ускорение и обеспечивающее наведение ракеты на цель.
Пример такого электропривода постоянного тока с релейным усилителем показан на рисунке 15. Релейным усилителем служит трехпозиционное поляризованное реле Р, которое в зависимости от полярности управляющего напряжения и подаваемого на обмотку управления W1 с помощью контакторов КI или КII включает под напряжение источника питания якорь 3 электродвигателя независимого возбуждения.
Рисунок 14 – Внешний вид электрических приводов рулей
Рисунок 15 - Схема электрического привода рулей с релейным усилителем:
1 – потенциометр; 2 – руль; 3 – якорь электродвигателя; 4 – обмотка возбуждения электродвигателя; W1 – обмотка управления; W2 – обмотка обратной связи; К3 – трёхпозиционное поляризованное реле; КI, КII – контакторы.

Изм. Лист
№ докум.
Подпись Дата
Лист
36
24.05.06.2019.356.00
ПЗ ВКР
С якорем кинематически связан руль ракеты 2, а с рулем – движок потенциометра 1. Напряжение отрицательной обратной связи, пропорциональное углу поворота руля, подается на обмотку обратной связи W2 поляризованного реле.
Магнитный поток этой обмотки направлен противоположно магнитному потоку управляющей обмотки W1. За счет этого осуществляется жесткая обратная связь по углу отклонения руля.
Если на обмотку W1 подано от системы управления напряжение, величина которого достаточна для срабатывания реле, то вслед за ним срабатывает контактор
KI или КII и двигатель поворачивает руль по часовой или против часовой стрелки.
Вместе с рулем перемещается в ту или другую сторону движок потенциометра, в результате чего в обмотке обратной связи W2 появляется ток, растущий по мере отклонения движка от нейтрального положения.
Быстродействие электрического рулевого привода ограничивается сравнительно небольшими предельными скоростями движения руля и уступает быстродействию пневматических и гидравлических приводов при тех же мощностях и габаритах.
Рулевые приводы с электромагнитами используются для отклонения рулей, виброрулей, элеронов, виброэлеронов, перемещения интерцепторов и управляющих заслонок.
Способы создания управляющих сил и моментов.
Полная аэродинамическая сила
????
⃗⃗⃗ приложена к ракете в точке, которая называется центром давления, который в общем случае не совпадает с центром масс. Поэтому помимо силы
????
⃗⃗⃗ , которую всегда можно привести к центру масс, на ракету действует еще и аэродинамический момент
????
⃗⃗⃗⃗ , стремящийся повернуть ее вокруг центра масс [10].
Аэродинамическая сила
????
⃗⃗⃗ выражается формулой [11]:
????
⃗⃗⃗ = ????
⃗⃗ ????????,
(1.1) где
????
⃗⃗ – векторный коэффициент полной аэродинамической силы;
???? =
1 2
????????
р
2
,
(1.2)
???? − скоростной напор, зависящий от плотности воздуха ???? и скорости ракеты ????
р
;
???? – характерная площадь ракеты.
Проектируя силу
????
⃗⃗⃗ на оси поточной системы, с учетом (1.1) получим: