книги из ГПНТБ / Вулконский Б.М. Основы теории радиолокационных устройств самонаведения ракет учебник

§ 3. СИСТЕМЫ КООРДИНАТ И УРАВНЕНИЯ РАССОГЛАСОВАНИЯ

Для реализации выбранного метода наведения отсчет углов и направлений на ракете должен вестись в согласованных между со­ бой системах координат.

При использовании методов с фиксированным положением тре­ буемого направления вектора скорости ракеты относительно линии «ракета — цель» отсчеты углов ведутся в измерительной X, Y, Z и командной (Хк, Ук, Z K) системах координат. Измерительная систе­ ма X, Y, Z связывается с координатором устройства самонаведения, командная (Х к, Ук, ZK) — с требуемым направлением вектора ско­ рости ракеты.

буемого направления, вектора скорости ракеты относительно линии «ракета — цель» командную систему удобнее связывать не с тре­ буемым направлением вектора скорости ракеты, а с неподвижной

Обычно эта система координат выбирается так, чтобы ось X была направлена по оси визирования, а оси У и Z лежали в одних плос­ костях с осями подвеса приемного узла координатора (рис. 1-6). Тогда направление линии ОЦ (ракета—цель) может быть задано либо полярными углами ф и а, либо углами <ру и cpZ) характеризую­ щими положение этой линии относительно координатных плоско­ стей прямоугольной системы.

20

В инженерной практике установилась следующая терминология для координатных углов и плоскостей измерительной системы.

Телесный угол, в пределах которого цель обнаруживается ко­ ординатором, называется телесным углом зрения. Ось телесного угла зрения есть ось визирования. Осевое сечение телесного угла

сования, называется углом рассогласования.

Двухгранный угол а, определяющий положение плоскости рас­ согласования относительно координатных плоскостей, называется углом фазирования. Углы оу и ®г носят названия углов рассогласо­ вания в координатных плоскостях.

В командной системе координат Х к, YK, ZK определяется от­ клонение фактического направления вектора скорости ракеты от требуемого по условию метода. Для этого направление оси Хк вы­ бирается так, чтобы оно совпадало либо с требуемым направлением вектора скорости ракеты, либо с направлением оси Xg земной си­ стемы координат. Командная система координат во всех случаях, разумеется, должна быть строго согласована с координатной си­ стемой управления ракетой Хи YUZ\. Причем должны быть учтены перекрестные связи по плоскостям управления, которые могут воз­ никнуть за-счет скручивания координатных систем.

Отклонение фактического направления вектора скорости раке­ ты от требуемого для различных методов наведения определяется по-разному. В одном' случае это отклонение характеризуется угла­ ми, в другом — угловыми скоростями, в третьем — и тем, и другим. То есть в зависимости от выбранного метода в командной системе координат должен измеряться тот или иной параметр рассогласо­ вания. Зависимость параметра рассогласования для данного ме­ тода наведения от параметров, определяющих взаимное положение и перемещение ракеты и цели, называется уравнением рассогла­ сования метода.

Если метод наведения выбран, то анализ уравнения рассогла­ сования позволяет сформулировать основные требования к функ­ циональной схеме устройства самонаведения, определить его со­ став и структуру. Рассмотрим уравнения рассогласования различ­ ных методов. Как и пройде, будем считать, что ракета наводится в одной плоскости.

Метод погони

Геометрические соотношения в командной системе координат для метода погони показаны на рис. 1-7. На рисунке приняты сле­ дующие обозначения,

21

Параметр рассогласования в этом варианте равен углу рассо­ гласования между осью визирования и направлением на цель в из­ мерительной системе координат.

\ = Яр — <Ру

Угол <ру измеряется координатором устройства самонаведения.

О)

Си с т е м а

гирост а биливации по н а п ра влен и ю Vp

6)

Рис. 1-8

Сигнал коррекции координатора, пропорциональный еру, исполь­ зуется непосредственно в контуре управления ракетой как команд­ ный сигнал. Стабилизация координатора по вектору скорости ра­ кеты может осуществляться при помощи гироскопической системы стабилизации (рис. 1-8,6).

Варщнт 2. Ось визирования координатора направлена по линии «ракета — цель». Сигналы в контур управления ракетой форми­ руются по уравнению (1-47) (рис. 1-9,а).

23

Здесь параметр рассогласования равен углу между осью визи­

рования координатора и вектором скорости ракеты Vp в командной системе координат

\ — Чр— *Рку

о ;

дконтур цпра5лсния

ракетой

5)

Рис. 1-9

Для определения ©ку угловое положение оси визирования и век­

тора 1/р должно замеряться специальными датчиками в земной си­ стеме координат. Ориентация координатора по линии «ракета — цель» должна осуществляться через следящий привод по сигналам коррекции координатора, пропорциональным углу рассогласования <ру в измерительной системе координат (рис. 1-9,6).

24

Вариант 3. Ось визирования координатора совпадает с продоль­ ной осью ракеты (рис. 1-10,а).

В данном случае параметр рассогласования складывается из угла рассогласования срув измерительной системе координат и угла атаки ар

дч = Ту + V

а)

упраВления ракет ой

5)

Рис. 1-10

В этом варианте координатор может устанавливаться в корпусе ракеты неподвижно, так чтобы его ось совпадала с продольной осью ракеты. Сигналы коррекции координатора, пропорциональ­ ные углу сру, подаются в качестве, командных сигналов на устрой­ ство суммирования их с сигналами датчика угла атаки ар

(рис. 1-10,6).

Угол атаки (скольжения) может быть измерен на ракете непо­ средственно при помощи датчика углов атаки и скольжения (ДУАС) или косвенно при помощи акселерометра или демпфирую­ щего гироскопа.

25

Сигналы с выхода суммирующего устройства будут пропорцио­

нальны параметру рассогласования Дч.

Вариант 4. Ось визирования координатора направлена^ по линии «ракета — цель». Сигналы в контур управления ракетой форми­ руются по уравнению (1-48) (рис. 1-11,а).

ч

В конт ур упрабленим р а кет о й

8)

Рис. 1-11

Здесь параметр рассогласования складывается из угла рассог­ ласования между осью визирования и продольной осью ракеты в командной системе координат <рку и угла атаки ар

= Тку + V '

26

Координатор ориентируется *по линии «ракета — цель» следя­ щим приводом по сигналам коррекции в измерительной системе ко­ ординат. Угол срку замеряется специальным угловым датчиком, свя­ занным с подвижным узлом координатора и корпусом ракеты. Угол ар замеряется датчиком угла атаки. Командные сигналы, пропор­ циональные <рку, и сигналы, пропорциональные ар, подаются на суммирующее устройство, с выхода которого снимается сигнал, пропорциональный параметру рассогласования Дч (рис. 1-11,6).

Перечисленные варианты реализации метода погони, как видно, не равнозначны по их технической сложности. В 1, 2 и 4 вариантах координатор должен быть подвижным и иметь собственный следя­ щий привод, в варианте 3 координатор может работать без следя­ щего привода и быть неподвижным. В вариантах 1 и 3 координатор требует начального целеуказания и его угол зрения должен быть достаточно большим, чтобы исключить возможность потери цели. В вариантах 2 и 4 возможен автоматический поиск цели и угол зре­ ния координатора может быть малым, так как отклонения цели от оси визирования здесь не велики.

Но основная трудность в реализации всех четырех вариантов состоит в определении фактического направления вектора скорости ракеты. По этой причине первые два варианта практически никогда не используются. Варианты 3 и 4, где положение вектора скорости определяется углом атаки, могут быть реализованы, если на ракете этот угол может быть измерен прямочили косвенно.

Однако на практике чаще пользуются приближенными уравне­ ниями рассогласования. Первое приближение состоит в том, что в уравнении (1-48) полагают угол атаки ар пренебрежимо малым

ДЧ= Т - (1-49)

—>

При этом направление вектора скорости ракеты Vp практически совпадает с продольной осью ракеты.

Метод погони, реализуемый по приближенному уравнению (1-49), получил название метода прямого наведения. Прямое наве­ дение может выполняться в двух вариантах: с неподвижным коор­

(рис. 1-13,а, б).

Наибольшей простотой отличается первый вариант. Неподвиж­ ный координатор замеряет угол <ру в измерительной системе координат. Сигнал, пропорциональный этому углу, подается в контур управления ракеты и заставляет ракету разворачиваться до совме­ щения ее продольной оси, а следовательно, и оси визирования с ли­ нией «ракета — цель».

Недостатком этого варианта является невозможность автомати­ ческого поиска цели и необходимость иметь сравнительно большой угол зрения.

27

Второй вариант несколько сложнее, но поиск и захват цели здесь могут быть автоматическими и вероятность потери цели после захвата за счет ограниченности угла зрения координатора здесь весьма мала. Подвижный координатор во втором варианте имеет следящий привод, который управляется сигналами коррекции самого координатора. Ось визирования координатора непрерывно

в)

Рис. М 2

совмещается с линией «ракета — цель». Угол <рку измеряется спе­ циальным датчиком (в простейшем случае потенциометрическим), нуль базы которого связан с осью координатора, а движок — с про­ дольной осью корпуса ракеты. Таким образом, датчик создает на ракете командную систему координат Х к, YK, в которой измеряет­

ся положение продольной оси ракеты (вектора ]/р). Сигналы дат­ чика используются в контуре управления ракетой для совмещения ее продольной оси с осью координатора, а следовательно, и с ли­ нией «ракета — цель».

Другое приближение в уравнениях рассогласования (1-47) и (1-48) основано на предположении, что направление вектора ско­ рости ракеты совпадает с направлением набегающего воздушного

28

потока. При этом направление вектора может быть измерено при помощи флюгера, установленного на ракете.

Метод погони, основанный на этом допущении, получил назва­ ние флюгерного наведения. Флюгерное наведение может быть вы­ полнено во всех четырех вариантах, показанных на рис. 1-8, 1-9,

1- 10, 1- 11.

<*)

S)

Рис, 1-13

В варианте 1 (рис. 1-8) ось визирования координатора должна направляться по набегающему потоку по сигналам флюгера.

29