5.4.2. Система управления.

СУ - трехканальный регулятор, предназначенный для формирования управляющих воздействий на исполнительные органы (рули) ракеты, реализующих заданную траекторию полета. Параметры движения ракеты определяются законом формирования величин – разности между заданными и текущими значениями угловой скорости вращения ракеты вокруг осей Z, У, X, которые кинематически разводятся на четыре дифференциальных руля.

СУ включает в себя автопилот (АП) и БЦВМ, реализующую алгоритмы управления траекторным движением.

АП предназначен для формирования управляющих воздействий на рули ракеты, обеспечивающих устойчивость замкнутой системы "АП - ракета". Входными управляющими воздействиями замкнутой системы являются заданные управления, формируемые в алгоритмах управления траекторным движением.

АП имеет три канала: продольный (высоты), боковой (направления) и крена (элеронов).

В АП реализованы следующие законы управления:

• для продольного канала:

σ_в = ω_z^зад + К_ν · ω_z · W_ф^Т(р), (5.1)

где

ω_z^зад - заданная угловая скорость по каналу тангажа;

К_ν - передаточное число по угловой скорости тангажа;

ω_z - угловая скорость колебаний ракеты по тангажу;

W_ф^Т(р) - передаточная функция противоизгибного фильтра в канале тангажа;

• для бокового канала:

σ_н = ω_y^зад + К_ψ · ω_y · W_ф^K(р), (5.2 )

ω_y^зад - заданная угловая скорость по каналу курса;

К_ψ - передаточное число по угловой скорости рыскания;

ω_y - угловая скорость колебаний ракеты по курсу;

W_ф^K(р) - передаточная функция противоизгибного фильтра в канале курса;

• для канала крена:

σ_э = ω_x^зад + К_γ · ω_x (5.3 )

ω_x^зад - заданная угловая скорость по каналу крена;

К_γ - передаточное число по угловой скорости крена;

ω_x - угловая скорость колебаний ракеты по крену.

5.5. Управление траекторным движением на конечном участке.

В ИСУ реализован режим самонаведения ракеты на конечном участке (КУ) траектории по информации АРГС. В этом режиме осуществляется обмен информационными массивами между ИСУ и АРГС. Из ИСУ в АРГС передается следующая информация:

• модуль дальности до цели;

• компоненты вектора скорости движения ракеты в Земной системе координат (ЗСК);

• координаты положения ракеты в ЗСК;

• координаты приоритетной точки;

• компоненты радиуса неопределенности цели;

• признак окончания разворота;

• заданная величина сектора обнаружения;

• признаки береговой черты, цели, логики выбора цели и передачи параметров;

• стартовый номер ракеты в залпе;

• высота полета ракеты;

• величина установки по высоте;

• тип задачи;

• компоненты вектора углового положения корпуса ракеты относи-тельно ЗСК;

• дальность выставки строба;

• число целей в группе.

Под ЗСК понимается система координат, начало которой совпадает с точкой положения ракеты относительно Земли в момент выработки команды на включение АРГС, плоскость OXZ ЗСК моделирует плоскость местного горизонта, азимутальная ориентация совпадает с ориентацией платформенной системой координат (ПСК).

Включение АРГС осуществляется при наличии признака включения АРГС, формируемого в алгоритме включения АРГС. После включения АРГС начинает поиск цели и после выбора цели выдает в ИСУ координаты цели в ЗСК и признак выбора цели. В ИСУ после преобразования полученных координат цели в навигационную систему координат (НСК) с началом отсчета в точке старта ракеты, координаты цели поступают в алгоритм управления боковым движением для разворота на выбранную цель. В процессе разворота осуществляется поиск цели, по окончании которого выдается признак автосопровождения цели и начинается автосопровождение (АС) цели.

При автосопровождении АРГС выдает следующую информацию:

• модуль дальности до цели;

• скорость сближения;

• углы пеленга;

• компоненты угловой скорости линии визирования;

• координаты выбранной цели в ЗСК;

• признаки исправности АРГС, выбора цели, типа цели,АС.

В момент начала АС отключается алгоритм УБД и управление ракетой в боковой плоскости осуществляется алгоритмом комплексирования ИСУ с АРГС. Наведение производится в опорной системе координат (ОСК). ОСК моделирует плоскость местного горизонта с ориентацией в азимуте, совпадающей с НСК. Начало отсчета ОСК - точка положения ракеты в момент начала АС. В боковой плоскости также предусмотрен режим «Змейка» при наличии признака маневра «Змейка» в ПЗ. В этом режиме к заданному управлению в боковой плоскости добавляется синусоидальная добавка с определенной частотой и амплитудой. В вертикальной плоскости заданное управление формируется в диапазоне дальностей до цели от 1000 до 3500 м с выдачей признака СНВ в следующих случаях:

• маневр в вертикальной плоскости («горка») задан в ПЗ;

• при стрельбе по малой цели величина установки превышает 2 м;

• произошел отказ радиовысотомера (РВ) на время более 1 с.

С момента формирования СНВ отключается алгоритм управления продольным движением (УПД). Выполнение маневра «горка» блокируется в случае срыва АС до начала этого маневра.

При срыве АС ИСУ формирует признак экстраполяции и осуществляет наведение ракеты в пролонгируемую точку цели. Если срыв АС произошел на дальности менее 1500 м до цели, то формируется признак запрета перенацеливания. При обнаружении новой цели АРГС начинает ее сопровождение, а ракета продолжает наводиться в пролонгируемую точку положения старой цели. Перенацеливание ракеты производится только в случае пролета старой цели. Такая логика функционирования принята потому, что при срыве АС на дальности менее 1500 м до цели вероятность попадания остается достаточно высокой. Если ракета пролетела пролонгируемую точку положения цели, то боковая заданная перегрузка обнуляется. Если срыв АС произошел на дальности более 1500 м до цели, то при обнаружении новой цели производиться перенацеливание ракеты.

При достижении дальности до цели 1,5 км ИСУ выводит ракету на заданную высоту полета 2,5м. В случае промаха ИСУ формирует признак пролета цели и выводит ракету на заданную высоту полета 4м. Если в течении 30 с после пролета цели новая цель не обнаружена, то ракета ликвидируется.