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

В варианте 2 (рис. 1-9) на ракете должен быть установлен дат­

связан с продольной осью ракеты и флюгером. Сигналы датчика, прбпорциональные углу между продольной осью ракеты и напра­ влением набегающего потока, должны подаваться на вход устрой­ ства, где они суммируются с командными сигналами координа­ тора.

Несмотря на кажущуюся простоту флюгерного наведения нуж­ но помнить, что флюгер, как измерительный элемент, работает без заметных погрешностей только в невозмущенном воздушном пото­ ке. Поэтому использование его возможно при сравнительно неболь­ ших скоростях ракеты. Если же скорость ракеты близка к звуковой

итем более превосходит ее, то применение флюгера затрудняется,

ачаще вообще исключено.

Замена точных уравнений рассогласования (1-47) и (1-48) при­ ближенными приводит, естественно, к тому, что траектория идеаль­

а при флюгерном qp — ov, где Sv— угол между векторами истин­ ной F p и воздушной 1/рВскорости ракеты.

Покажем, как будет влиять на точность выполнения траектории погони наличие ошибок ар и оу.

Нетрудно понять, что в процессе прямого наведения вектор ско­ рости ракеты всегда будет отставать от ее продольной оси. То есть наличие угла атаки при прямом наведении равносильно отрицатель­ ному упреждению цели на угол ар. В процессе флюгерного наведе­ ния вектор истинной скорости ракеты может либо упреждать век­ тор воздушной скорости, либо отставать от него в зависимости от направления движения воздушной среды (направления ветра).

Если направление ветра совпадает с направлением движения цели, то вектор истинной скорости будет упреждать, и траектория ракеты будет приближаться к траектории постоянного упреждения. Следовательно, в этом случае ошибка 8V действует в сторону улуч­

шения условий наведения и уменьшения величины линейного про­ маха Д.

Если ветер направлен против движения цели, то вектор истин­ ной скорости будет отставать и ракета будет наводиться с отрица­ тельным углом упреждения.

Таким образом, и при прямом наведении, и при флюгерном (при встречном, по отношению к цели ветре) ошибка приводит к появле­ нию отрицательного упреждения. Рассмотрим этот случай. Для

30

В действительности угол qp будет изменяться в процессе полета как при прямом, так и при флюгерном наведении и условия самонаве­ дения будут несколько лучше, чем при qp = const. Поэтому допу­ щение <7р= qpmax = const соответствует наихудшему случаю.

Рис. 1-14

Второе допущение может либо иметь место в действительности, либо нет. Если оно в действительности не выполняется, то условия самонаведения ухудшаются. Однако при малоподвижных целях, для наведения на которые и используется метод погони, это ухуд­ шение незначительно. Вместе с тем допущение Уц —0 существенно упрощает анализ.

На рис. 1-14 с учетом сделанных допущений показаны геомет­ рические соотношения при отрицательном упреждении. За беско­ нечно малое время dt линия «ракета — цель» повернется на угол

31

Следовательно

но qp — Y]p — if] и vj= irjp, поэтому поперечные ускорения ракеты на траектории будут равны

а„ ул | = sin qv. (1-52)

Когда поперечное ускорение ар станет равно максимальному ус­

*) При выводе (1-55) использованы следующие приближенные замены

V 1— s.in2 Qp и (1 — ?р3)1/а ~ 1 — Т V -

**) При неподвижной цели к такому же промаху приводит и положительное упреждение.

32

Если цель подвижна, то линейный промах за счет отрицательного упреждения увеличивается. Это необходимо учитывать при выборе технического варианта метода погони. И если линейный промах прямого и флюгерного наведения оказывается недопустимо велик, то следует использовать варианты, в которых учитывается угол ата­ ки (вариант 3 или 4).

Метод постоянного упреждения

При самонаведении ракет по методу постоянного упреждения

необходимо, чтобы между вектором скорости ракеты Vp и линией «ракета — цель» выдерживался некоторый постоянный, установлен­ ный заранее, угол q0p. Уравнение рассогласования для одной пло­ скости в этом случае имеет вид

этого достаточно ориентировать ось визирования координатора не точно в направлениях, которые перечислены при рассмотрении ме­ тода погони, а под углом qop к ним. Либо оставить направление оси визирования тем же, что и для метода погони, но ввести в команд­ ный сигнал координатора дополнительный сигнал, пропорциональ­

ный углу q0p.

Практически для реализации постоянного упреждения оказы­ ваются пригодными только варианты со следящим приводом коор­

занием и обеспечением большого угла зрения.

Метод параллельного сближения

Для выполнения метода параллельного сближения необходимо обеспечить плоскопараллельный перенос в пространстве линии «ра­

кета—щель» т] = т)о = const или т] = 0. Всякое отклонение угла т]

от начального значения т)о должно устраняться системой самонаве­ дения. Следовательно, уравнения рассогласования для одной плос­ кости будут иметь вид:

Особенностью уравнений (1-57) и (1-58) является то, что они не требуют прямого контроля текущего положения вектора ско­ рости ракеты. Этот контроль осуществляется косвенно по угловому

положению или перемещению линии «ракета — цель». Из (1-57) следуют два варианта технического осуществления метода парал­ лельного сближения.

Вариант 1. Углы т] и г)о замеряются в неподвижной системе ко­ ординат. Ось визирования координатора стабилизирована по на­ правлению оси неподвижной системы координат (рис. 1-16).

а)

6)

Рис." 1-16

При такой ориентации оси визирования угол г]0 —0 и уравнение (1-57) принимает вид

34-

Неподвижная, земная система координат создается на ракете при помощи гироскопов *). Координатор устанавливается неподвиж­ но на гиростабилизированной платформе. Гироскопы разарретируются в момент, когда ось визирования совпадает .с линией «раке­ та — цель». В последующие моменты это начальное направление линии «ракета — цель» удерживается осью визирования. Всякое от­ клонение текущего положения линии «ракета — цель» от началь­ ного приводит к появлению угла рассогласования <ру. Сигнал кор­ рекции координатора, пропорциональный углу ©у, подается в кон­ тур управления ракетой как командный сигнал и заставляет ее раз­ ворачиваться до устранения этого угла. При <ру= 0 текущее напра­ вление линии «ракета — цель» совпадает с осью визирования и, сле­ довательно, со своим начальным направлением. То есть линия «ра­ кета— цель» будет перемещаться в пространстве параллельно сво­ ему начальному направлению, которое было в момент разарретирования гироскопов.

Вариант 2. Углы г) и т)о замеряются в неподвижной системе ко­ ординат. Ось визирования координатора стабилизирована по линии «ракета— цель» (рис. 1-17).

Неподвижная система координат в этом варианте создается так- же-при помощи гиростабилизированной платформы. Координатор устанавливается на платформе подвижно и направляется по линии «ракета — цель» при помощи следящего привода, который управ­ ляется сигналами координатора. Если гироскопы гироплатформы разарретировать в момент, когда ось платформы совпадает с осью координатора, а ось координатора, в свою очередь, совпадает с ли­

В последующие моменты времени ось гироплатформы будет удерживать начальное направление линии «ракета — цель». Откло­ нение текущего положения линии от начального приведет к появле­ нию угла рассогласования <ру в измерительной системе координат. Сигнал коррекции координатора, пропорциональный <ру, заставит следящий привод развернуть координатор относительно гироплат­ формы так, чтобы сру= 0. При этом между осью гироплатформы (начальное направление линии «ракета — цель») и осью координа­ тора (текущее направление линии «ракета — цель») и возникнет угол <рку. Сигнал, пропорциональный срку, замеряется угловым дат-

*) Гироскопическая система координат связана с мировым пространством и, следовательно, она поворачивается относительно земной системы. Однако ско­ рость этого вращения составляет всего 0,25° в минуту. Поэтому учитывая, что время самонаведения обычно невелико, можно считать, что гироскопическая и земная системы координат совпадают.

I

35

чином, связанным с подвижным узлом координатора и гироплат­ формой, и подается в контур управления ракетой. Ракета развора-

а)

В контур упрабпения ракет ой

5)

Рис. 1-17

чивается до устранения угла <рку, то есть до совпадения текущего направления линии «ракета — цель» с начальным.

36

Основными преимуществами варианта со следящим приводом координатора, как и в методе погони, является возможность авто­ матического поиска и захвата цели, меньшая вероятность потери цели и возможность использования малого угла зрения.

Недостатком же этого варианта является наличие ошибки изме* рения параметра рассогласования. Ошибка измерения есть следст­ вие тбго, что ось визирования следящего координатора в процессе слежения не точно направлена на цель, а флуктуирует относитель­ но этого направления.

По уравнению (1-57) может быть выполнен и третий вариант системы, в котором координатор устанавливается подвижно не на гироплатформе, а в корпусе ракеты. Ось визирования координатора направляется по линии «ракета — цель» следящим приводом по сигналам координатора. Неподвижная система координат создает* ся свободным гироскопом, установленным на подвижной части ко­ ординатора. Если гироскоп разарретировать в момент, когда ось визирования направлена на цель, то в дальнейшем он будет удер­ живать это начальное направление. Всякое отклонение линии «ра­ кета—цель» от начального будет сопровождаться появлением угла <рку = ij между осью гироскопа и осью координатора. Сигнал, про­ порциональный <рку, замеряется угловым датчиком и подается в контур управления ракетой для его устранения. .

На*первый взгляд этот вариант кажется проще первых двух. Конструкция гироблока здесь может быть проще. Однако он имеет серьезный недостаток, который состоит в появлении в системе ре­ гулирования паразитной обратной связи через корпус ракеты. Дей­ ствительно, если координатор связан с корпусом, то возникший по какой-либо причине быстрый поворот корпуса ракеты относительно земли вызовет поворот координатора относительно.земли, так как следящий привод координатора не сможет мгновенно отреагиро­ вать на поворот ракеты и обеспечить неподвижность координатора в земной системе координат. Поворот координатора вызовет появ­ ление сигнала датчика угла <рку, который будет подан в контур управления ракетой и приведет к новому повороту корпуса ракеты. Таким образом, цепь паразитной обратной связи оказывается замкнутой. Паразитная связь может ухудшить точность самонаве­ дения, а в некоторых случаях привести даже к потере устойчиво­ сти управления.

Ослабить паразитную связь в нужной степени за счет увеличе­ ния быстродействия следящего привода удается не всегда, так как при этом увеличивается полоса пропускания частот следящей си­ стемы и ухудшается ее помехоустойчивость.

Уравнение (1-58) указывает на принципиальную возможность реализации метода параллельного сближения путем измерения уг­ ловой скорости поворота линии «ракета — цель» в неподвижной си­

37

стеме координат и выдачи в контур управления ракетой сигнала,

пропорционального ц. Однако для точного выполнения условия ме­ тода rj = г)о = const по уравнению (1-58) необходимо, чтобы ракета обладала бесконечно большой поворотливостью и система управле­ ния ракетой была безынерционной. В действительности ракета бу­ дет отрабатывать сигнал управления всегда с некоторым запазды­ ванием. За это время линия «ракета—цель» успеет повернуться на некоторый угол и условие отработки ракетой командного сигнала

т] = 0 не будет равнозначно совмещению текущего направления ли­ нии «ракета — цель» с начальным. То есть инерционная ракета при реализации метода по уравнению (1-58) будет стремиться выпол­ нить метод последовательно.

Если цель не маневрирует, то по окончании переходного процес­

са г] = 0 и ракета будет дальше следовать по траектории парал­ лельного сближения. Угол т) будет сохранять то значение, которое

он имел в момент установления г) = 0. Но каждое нарушение усло­

вия г] = 0 вследствие внешних возмущений, действующих на раке­ ту, или маневра цели будет приводить к некоторому повороту линии «ракета — цель» относительно направления, которое было в момент

установления ц = 0, то есть к нарушению условия параллельного сближения (ц = т)о = const).

В дальнейшем ракета восстанавливает равенство т] = 0, но уже при новом значении угла ц. Постоянство этого нового угла будет

сохраняться до очередного нарушения равенства т| =0.

Реализовать сближение по уравнению (1-58) можно различны­ ми способами. Принципиально для этого пригоден любой способ, который позволяет измерить угловую скорость вращения линии «ракета — цель» в неподвижной системе координат. Однако наи­ более простыми по техническому осуществлению являются следую­ щие два.

Вариант 3. Ось визирования координатора ориентирована при помощи следящего привода по линии «ракета—цель», либо непод­ вижна относительно корпуса ракеты и направлена по продольной

оси ракеты. Угловая скорость ц получается в результате суммиро­ вания производной угла рассогласования <рку.или <ру и производной

38

и

В контур

упраВкетлт

ракетой

РиС 1-18