close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Kyligina

код для вставкиСкачать
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Федеральное государственное автономное
образовательное учреждение высшего образования
САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ
АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ
Л. А. Кулыгина, К. В. Зайченко
РАДИОСИСТЕМЫ И КОМПЛЕКСЫ
УПРАВЛЕНИЯ
Текст лекций
Санкт-Петербург
2016
УДК 621.396
ББК 32.84
К90
Рецензенты:
доктор технических наук, профессор В. А. Шпенст;
кандидат технических наук, доцент С. А. Якушенко
Утверждено
редакционно-издательским советом университета
в качестве текста лекций
Кулыгина, Л. А.
К90 Радиоситемы и комплексы управления: текст лекций /
Л. А. Кулыгина, К. В. Зайченко. СПб.: ГУАП, 2016. – 286 с.
Издание посвящено базовой дисциплине подготовки инженеров
по специальности 11.05.01 «Радиоэлектронные системы и комплексы», входящей в укрупненную группу направлений и специальностей 11.00.00 «Электроника, радиотехника и системы связи».
УДК 621.396
ББК 32.84
Учебное издание
Л. А. Кулыгина, К. В. Зайченко
РАДИОСИТЕМЫ И КОМПЛЕКСЫ УПРАВЛЕНИЯ
Текст лекций
Публикуется в авторской редакции
Компьютерная верстка А. Н. Колешко
Сдано в набор 15.10.16. Подписано к печати 26.12.16. Формат 60 × 84 1/16.
Усл. печ. л. 16,62. Тираж 50 экз. Заказ № 511.
Редакционно-издательский центр ГУАП
190000, Санкт-Петербург, Б. Морская ул., 67
©
©
Кулыгина Л. А., Зайченко К. В., 2016
Санкт-Петербургский государственный
университет аэрокосмического
приборостроения, 2016
ПРЕДИСЛОВИЕ
Данный конспект лекций представляет собой материал для изучения
в дисциплине «Радиосистемы и комплексы управления» студентами, обучающимися по специальности 11.05.01 «Радиоэлектронные системы и
комплексы». В соответствии с ГОС выпускник специалитета должен владеть общими принципами построения и функционирования радиосистем
и комплексов управления, уметь рассчитать основные характеристики
радиосистем управления и выбрать тип радиосистемы управления, соответствующей назначению и предъявленным техническим требованиям.
Издаваемый материал посвящен изучению в основном радиосистем
управления летательными аппаратами (ЛА). По радиоуправлению ЛА издано много литературы, однако не все изучаемые разделы входят в один
учебник в достаточной для понимания студентами форме. Опыт, накопленный в результате почти тридцатилетнего преподавания дисциплины, проведения практических и лабораторных работ, руководства курсовым проектом, привел к четкому пониманию перечня необходимых разделов, их
содержанию и объему. Чтение лекций осуществляется с использованием
компьютерных презентаций, что позволяет не тратить время на изображение формул и рисунков на доске и объясняет достаточно большой содержательный объем лекций.
В лекциях рассмотрен атмосферный летательный аппарат как объект
управления, излагаются вопросы теории и техники радиосистем управления, приведены структурные и функциональные схемы систем, используемых при различных способах управления от автономного до самонаведения, рассмотрены их кинематика и динамика. Анализируются основные
области применения радиосистем управления. Включен материал по истории создания радиосистем управления, о перспективах развития радиосистем управления ЛА.
В конспекте отсутствует материал о линиях передачи информации систем командного управления. Это связано с тем, что линии командного
управления и радиолинии контроля достаточно подробно изучаются в таких дисциплинах учебного плана специальности 11.05.01 как «Радиоэлектронные системы передачи информации» и «Радиотелеметрия».
Авторы надеются, что публикуемый материал поможет студентам лучше разобраться и усвоить принципы построения радиоэлектронных систем
управления ЛА. Научившись управлять летательными аппаратами (ЛА),
не трудно использовать свои знания и в других областях (промышленные
роботы, медицинские биотехнические системы, технологические установки и процессы и пр.).
3
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
АП – автопилот
АПЧ – автоматическая подстройка частоты
АРУ – автоматическая регулировка усиления
АСД – автоматическое сопровождение по дальности
АСН – автоматическое сопровождение по направлению
АСУ – автоматизированная система управления
АУРС – авиационный управляемый реактивный снаряд
БЛА – беспилотный летательный аппарат
БР – баллистическая ракета
ГСН – головка самонаведения
ЗУРС – зенитный управляемый реактивный снаряд
ИСЗ – искусственный спутник Земли
КА – космический аппарат
КП – командный пункт
ЛА – летательный аппарат
ОУ – объект управления
ПРД – передатчик
ПРМ – приемник
ПУ – пусковая установка
РВ – радиовзрыватель
РЛС – радиолокационная станция
РСУ – радиосистема управления
РТ – радиотехника (радиотехнический)
РУ – радиоуправление
РЭС – радиоэлектронная система
УО – управляемый объект
4
ЛЕКЦИЯ 1
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАДИОСИСТЕМАХ УПРАВЛЕНИЯ
1.1. Классификация радиосистем управления
по назначению и области применения
Радиоуправление – область радиоэлектроники, изучающая методы исследования, разработки и эксплуатации систем, выполняющих основные функции управления различными аппаратами и
процессами на расстоянии с помощью радиосредств. Иначе – радиоуправление есть совокупность действий по целенаправленному изменению состояния некоторого объекта, называемого управляемым
объектом (УО), с помощью радиосредств.
Тип системы радиоуправления, законы управления определяются прежде всего видом управляемого объекта, его назначением
[1–3].
Классификация объектов управления. Управляемые объекты
могут иметь хозяйственное, оборонное, научно-исследовательское и
социальное назначение. Причем в соответствии с классификацией
управляемых объектов, приведенной в [4, с. 63], ряд объектов попадает в разные области народно-хозяйственного применения, что
связано с их техническими особенностями. Например, среди хозяйственных объектов, объекты связи попадают как в системы, так и
в средства связи, тоже и транспортные объекты. При этом системы
автоматического управления в этих двух случаях будут отличаться.
Одно дело управление всей системой связи, совсем другое – управление составными частями этой системы (узел связи).
К хозяйственным объектам относят:
– системы воздушного, морского и железнодорожного транспорта, системы связи, производственные объединения, предприятия,
подразделения, биржевые и кредитно-финансовые системы;
– средства производства, транспорта, связи (поточные линии,
энергетические и химические установки, машины-автоматы, роботы, краны, автоматически управляемые самолеты, узлы связи).
К объектам оборонного назначения относят:
– войсковые объединения, соединения, части, подразделения;
– боевые средства (комплексы ракет и снарядов, комплексы радиоэлектронной безопасности, локационные комплексы).
К сложным научно-исследовательским объектам относят:
5
– исследовательские космические комплексы; ускорители микрочастиц;
– радио – и оптические телескопы с высоким разрешением.
К социальным объектам относят:
– медицину (организацию помощи и скорой помощи);
– средства медицины (диагностические и лечебные комплексы);
– бытовую технику;
– радиоуправляемые игрушки.
Перечень может быть продолжен. В последнее время получило
развитие направление управления бытовой техникой и приборами
(«умный дом»).
Наиболее сложные объекты управления – движущиеся аппараты: самолет, ракета, корабль. Научившись управлять летательными аппаратами (ЛА), не трудно использовать свои знания и в других
областях (промышленные роботы, медицинские биотехнические
системы, технологические установки и процессы и пр.).
Типовая структура системы управления объектом. Совокупность средств, предназначенных для осуществления радиоуправления, составляет радиосистему управления (систему радиоуправления). Радиосистема управления, кроме собственно устройства
управления, создается путем объединения систем извлечения,
передачи, переработки информации (рис. 1.1). Измерители информации, в том числе датчики информации, сообщают о состоянии
внешней среды и объекта управления. Элементами датчиков могут
служить РЭС локации и навигации.
Информационно-измерительное устройство ИИУ обрабатывает и
хранит информацию с измерителей и датчиков, используя текущие
ξ и заложенные ранее в память данные ξ0, вырабатывает вектор сигналов управления ξу. Под воздействием этих сигналов устройство
И1
И1
ИИУ
ξ0
···
ξ
И1
ξу
uк
УУ
ξ3
ξ2
ξ1
u′к
КЛ
УО
ξ вых
Рис. 1.1. Общая функциональная схема одноцелевой системы управления:
И1…Иn – измерители информации; ИИУ-информационно-измерительное
устройство; УУ – управляющее устройство; КЛ – командная линия
6
управления оказывает физическое или информационное воздействие uк через командную линию на объект управления. Командная
линия может быть проводной и беспроводной (радиоканал). Связь
на большие расстояния обеспечивается радиосистемами передачи
информации. Ошибки командной радиолинии приводят к отличию
принятой на объекте управления команды u′к от переданной uк.
Вектора ξ1, ξ2, ξ3 указывают на дополнительные воздействия, как
необходимые в УУ, так и мешающие работе КЛ и движению управляемого объекта.
Если говорить более четко, в состав системы радиоуправления
(РУ) в качестве подсистем могу входить следующие радиосистемы:
измерительная (РЛС, РНС); радиосистема связи; система радиопротиводействия; система переработки информации; собственно система управления (механическая), например, рулевыми органами, расходом топлива, тяги и т. п.
Для рассмотрения принципа работы систем радиоуправления и
оценки их качества пользуются функциональными и структурными схемами.
Функциональной схемой системы управления называют такую, которая позволяет установить взаимосвязь (функциональную
связь) между ее элементами, дает возможность качественно оценить
взаимодействие элементов системы и в дальнейшем составить ее
структурную схему.
В состав функциональной схемы входят аппаратурные звенья
(устройства, обеспечивающие измерение параметра рассогласования, устройства формирования и передачи команд управления,
автопилот, органы управления полетом ракеты). Составной частью
системы управления является система стабилизации ЛА.
Структурная схема системы управления ЛА характеризует динамические связи между различными звеньями, входящими в систему управления, причем все звенья, входящие в систему управления, представляются передаточными функциями, устанавливающими связь выходной величины с входной для каждого звена. При
этом в структурную схему включаются и кинематические звенья
(их передаточные функции), описывающие динамику перемещения
центра масс цели и ракеты в пространстве.
Введение в состав структурной схемы кинематических звеньев
позволяет получить замкнутую систему. Структурную схему замкнутой системы управления называют контуром управления.
Системы радиоуправления (РУ) летательными аппаратами являются частью более сложных систем (систем более высокого ранга)
7
и в свою очередь состоят из более простых систем (подсистем) низшего ранга, иначе говоря, системы радиоуправления являются иерархическими (рис. 1.2) [1].
Проектирование системы радиоуправления – длительный и
сложный процесс, в котором принимают участие инженеры разных
специальностей (системотехники, специалисты по управлению и
баллистике, экономисты и др.). В тесном контакте с ними работают
и радиоинженеры. Их непосредственной задачей является создание
радиосистем, радиолиний, радиоэлектронных устройств и других
радиосредств, отвечающих за информационное обеспечение системы управления. Как уже сказано, в состав системы радиоуправления обычно входят различные радиосистемы. Одни используются
для передачи информации (команд управления, телеметрии), другие для получения информации о положении и движении управляемых объектов и целей. В составе единой системы управления все
эти радиосистемы работают совместно, решая одну задачу, и поэтому должны быть согласованы между собой и с другими частями системы.
В систему РУ (рис. 1.2) в качестве подсистем входят следующие
радиосистемы [1]:
– измерительные, определяющие параметры состояния управляемого объекта и цели;
– передачи информации, осуществляющие связь между различными объектами, разнесенными в пространстве;
– радиоэлектронной борьбы, предназначенные для защиты системы РУ от воздействия со стороны противника.
Технический
комплекс ЛА
Система
управления
Корпус
Система
радиоуправления
Измерительная
радиосистема
Радиосистема
передачи
информации
Двигатели
Система
нерадиотехнического
управления
Система
радиоэлектронной
борьбы
Рис. 1.2. Иерархическая структура комплекса управления ЛА
8
Подсистемы являются совокупностью более простых систем или
систем решающих задачи различного назначения. Например, измерительная радиосистема может быть разделена на две: одна измеряет координаты цели, другая – координаты управляемого объекта.
Выделяют подсистемы измерения различных координат: дальности, угловых координат, скорости и т. п. Иерархическое построение
можно продолжить.
Радиоинженер, принимающий участие в создании систем РУ, помимо знаний в специальной области должен хорошо разбираться и
во многих смежных вопросах.
Классификация систем по видам управления. Традиционно
различают три вида систем управления: неавтоматизированные,
автоматизированные (АСУ, работающие с участием операторов), автоматические. Автоматизация управления объектами реализуется
на основе переработки и хранения информации с помощью аналоговых и, особенно, цифровых вычислительно-логических систем:
больших, мини- и микроЭВМ общего назначения, одно- и многопроцессорных; многомашинных вычислительно-логических комплексов; специализированных ЭВМ; отдельных микропроцессоров
и элементов цифровой техники.
По количеству решаемых задач управление может быть одноцелевым или многоцелевым, т. е. обеспечивающим решение не одной,
а двух или более задач. Например, система управления совокупностью искусственных спутников Земли (ИСЗ) может проектироваться одновременно для следующих двух целей:
1. Обеспечение движения совокупности ИСЗ по заданным траекториям (необходимым, например, для осуществления глобальной
радиосвязи).
2. Осуществление различных переключений аппаратуры на борту ИСЗ, необходимых для выполнения этими ИСЗ определенных задач.
По количеству одновременно управляемых объектов управление может быть однообъектным или многообъектным. Упомянутая выше система управления совокупностью ИСЗ является многообъектной, так как должна осуществлять управление несколькими
ИСЗ.
По количеству пунктов управления (командных пунктов), из
которых может осуществляться управление данным объектом,
это управление может быть однопунктным или многопунктным.
Примером многопунктного (двухпунктного) управления является
управление космическим кораблем, которое может осуществляться
9
как космонавтом (т. е. с бортового пункта управления), так и с наземного пункта управления.
Следует также различать обычное (одноступенчатое) и иерархическое (многоступенчатое) управление. В иерархических
(многоступенчатых) системах управления команды управления
могут формироваться не одним, а несколькими людьми или управляющими устройствами и притом в иерархическом (по отношению к управляемому объекту) порядке. Примером иерархического
(многоступенчатого) управления является управление движением
пассажирского самолета. На первой (низшей) ступени управление
движением самолета осуществляется пилотом, на второй (более высокой) ступени – командиром экипажа, на третьей ступени – диспетчером наземного пункта управления и т. п.
Очевидно, иерархическое управление может быть как многопунктным, так и однопунктным. Например, если система управления межпланетным космическим кораблем будет предусматривать возможность управления этим кораблем только с борта этого
корабля, но двумя лицами – космонавтом-пилотом и космонавтомкомандиром корабля, то управление таким кораблем будет однопунктным, но иерархическим (двухступенчатым).
Очевидно также, что многопунктное управление может быть как
иерархическим, так и обычным. Например, если при старте автоматической межпланетной станции управление ее движением будет производиться из одного командного пункта, а при посадке – из другого, то
такое управление будет многопунктным, но не иерархическим.
Важными элементами системы РУ являются средства отображения информации, различаемые
– по характеру использования,
– времени обновления информации,
– способу кодирования информации,
– по назначению.
По характеру использования выделяют устройства отображения (УО) индивидуального пользования (индикаторы, дисплеи) и
коллективного пользования (большие экраны, табло, мнемосхемы).
По времени обновления информации разделяют УО, работающие
в реальном масштабе времени и с задержкой.
По способу кодирования различают УО цифровые, буквенные,
цифро-буквенные, мнемонические, яркостные.
По назначению выделяют УО общей текущей обстановки, выбранной (частично) текущей обстановки, выбранных данных (в виде
справочных таблиц и т. п.) и состояния средств АСУ.
10
Пульты управления автоматизированных систем управления
(АСУ) состоят из устройства отображения и управления. Последние
вводят в АСУ управляющие воздействия оператора и обеспечивают
вывод необходимых данных. Они включают:
– органы управления (кнопки, клавиатуру и др.);
– устройства ввода-вывода информации (ввода с лазерных компакт-дисков и др., вывода на магнитные и оптические носители и
на печать);
– буферное запоминающее устройство (для промежуточного хранения информации);
– интерфейс (для временного согласования с каналом передачи
данных);
– пульты управления.
В состав пульта управления может входить микропроцессор,
управляющий работой всех его элементов. Расположение органов
управления и отображения на пульте определяется эргономическими требованиями.
К РЭС управления относятся также автоматизированные системы управления (АСУ) [4].
АСУ организации и управления воздушным движением (ОВД и
УВД) обеспечивают:
– повышение уровня безопасности полетов;
– регулярность и экономичность воздушных перевозок;
– улучшение труда диспетчеров и экипажей воздушных судов.
Объектами управления в указанной АСУ являются воздушные
суда и их потоки. Уровень автоматизации зависит от условий и интенсивности полетов.
АСУ оборонного значения включают:
– АСУ войсками;
– АСУ боевыми средствами;
– АСУ ракетно-космической обороны;
– АСУ предупреждения о ракетном нападении;
– АСУ противоракетной обороны;
– АСУ контроля космического пространства;
– АСУ противокосмической обороны.
АСУ управления космическими комплексами решают задачи
связи, телевизионного и радиовещания, навигации, метеорологии,
исследования природных ресурсов Земли, исследования ближнего
и дальнего космоса, реализации производственных процессов, жизнеобеспечения людей в условиях космического полета и невесомости.
11
АСУ в робототехнике: копирующие манипуляторы и педипуляторы, промыщленные роботы. Педипулятор – исполнительное
устройство, являющееся частью мобильного робота и предназначенное для воспроизведения функций опорно-двигательного аппарата человека или животного. Мобильные роботы, в частности, автоматические транспортные тележки требуют навигационного обеспечения для корректировки направления движения. В качестве
навигационных используют средства:
1) оптико-локационные (технического зрения);
2) акусто-локационные;
3) приема и исполнения голосовых команд;
4) провода, проложенные под трассой движения, как источники
магнитного поля.
РУ наведением движущегося объекта – это разновидность
управления его движением, обеспечивающая встречу с целью и решение гражданских или военных задач, включая уничтожение.
Системы управления гибким автоматизированным производством (СУ ГАП). В процессе производства предусматривается использование станков с числовым программным управлением, поточных линий, роботов.
Кредитно-финансовые системы. Для оперативного обслуживания потребовалось создание полуавтоматизированных и автоматизированных РЭС управления с большим числом компьютеров и
линий связи, в том числе радиосвязи, а также сложных методов кодирования информации.
Немного истории. Работы по использованию средств радиотехники для управления на расстоянии, т. е. работы по радиоуправлению, начались еще до первой мировой войны. Однако до второй
мировой войны радиоуправление практического применения по существу не получило. Положение резко изменилось, начиная с 40-х
годов.
Особенно большие успехи были достигнуты в области управления беспилотными летательными аппаратами. Причиной этого
были два следующих обстоятельства:
1) успешное использование созданного к этому времени реактивного оружия во многих случаях оказалось возможным только на
базе широкого применения радиоуправления;
2) создание к 40-м годам достаточно эффективных средств визирования управляемых объектов и целей (радиолокаторов).
К концу второй мировой войны Германия намного опережала все
другие страны в создании управляемых снарядов. Немцы первыми
12
применили снабженные реактивными двигателями, управляемые по
радио планирующие авиабомбы против сил флота западных союзников. Первой такой бомбой была снабженная реактивным двигателем
авиабомба Хеншель-293 (Hs-293) класса «воздух – земля». По существу этот управляемый снаряд являлся обычной авиабомбой, вмонтированной в фюзеляж небольшого самолета, который был снабжен подвесным реактивным двигателем. Впервые планирующая авиабомба
была применена в 1943 г. в Бискайском заливе и в Средиземном море
против десантных судов, обеспечивавших высадку войск союзников.
Вследствие небольших размеров и высокой скорости полета снаряд
почти не поддавался перехвату. Поскольку пилот самолета-носителя
мог осуществлять управление снарядом на всем протяжении его полета, эффективность действия снаряда была очень высокой.
Западные союзники не замедлили начать разработку управляемых авиабомб, и уже с февраля 1944 г. Великобритания и США начали применять подобное оружие.
В СССР была создана неуправляемая ракетная авиабомба, обладавшая высокой точностью попадания и способная уничтожать
бронемашины и танки противника. Она была использована во время Сталинградской битвы и, по утверждению зарубежных специалистов, сыграла не последнюю роль в разгроме немцев. Ракетные
авиабомбы подвешивались под крыльями истребителя-штурмовика
ИЛ-2 по две на каждом самолете. Их эффективность определялась
высокой скоростью при подлете к цели.
К концу второй мировой войны в Германии велась разработка целой серии управляемых снарядов, однако большинство из них остались не запущенными в производство. Некоторые снаряды управлялись по проводам, другие имели автономное гироскопическое
управление и даже телевизионные средства (Hs-296). Радиоуправляемый снаряд Hs-298 класса «воздух – воздух» был спроектирован
в начале 1944 г., и, хотя массовое производство его было запланировано на 1945 г., немцы не успели к концу войны ни завершить его
разработку, ни провести испытания.
В те же годы были отработаны и основные методы управления
летательными аппаратами.
Следует отметить, что разработка беспилотных летательных аппаратов несколько опередила разработку необходимых для управления средств радиолокации. Поэтому первые управляемые по радио беспилотные летательные аппараты, или наводились на неподвижную цель с неподвижного пункта управления, или управлялись
с использованием простейших оптических средств.
13
1.2. Управление движением летательных аппаратов
Когда говорят об управлении движением ЛА, то имеют в виду
– управление перемещение центра масс (управление полетом);
– управление поворотом аппарата относительно центра масс
(управление ориентацией);
– управление работой бортовых приборов и агрегатов на расстоянии с помощью радиотелемеханических систем.
Для управления ЛА не всегда необходимы радиосредства. Если
информация о цели известна заранее (в случае наведения) и траектория полета может быть определена также заранее, а случайные возмущения существенного влияния на точность движения по заданной
траектории не оказывают, последовательность действий ЛА может
быть запрограммирована до начала полета. Источником информации является в этом случае программное устройство, в котором
хранится программа изменения положения рулевых органов в зависимости от времени, протекающего с момента старта. Однако такую
систему в большинстве случаев объединяют с радиотехнической системой для коррекции ошибок полета (комплексная система).
Для достижения цели управления движением необходимо проводить следующие операции:
– иметь или получать информацию об обобщенных координатах
цели;
– знать или непрерывно контролировать обобщенные координаты управляемого объекта (УО);
– обрабатывать полученную информацию по заданному условию
(критерию);
– вырабатывать управляющие воздействия (командное управление);
– передавать управляющие воздействия на борт ЛА для обеспечения работы рулевых органов (командное управление).
Для повышения качества управления применяется комбинация
(комплексирование) радиосредств с другими, например, инерциальными приборами управления. Основными приборами инерциальной системы являются акселерометры и гироскопы
На рис. 1.3 приведена классификация автоматически управляемых летательных аппаратов.
При наведении УО на самолет возможность прямого попадания
обычно исключается (используют осколки, взрывную волну). Снаряды с таким действием называют дистанционными (или неконтактными). При наведении на корабли цель поражается при прямом попадании. Снаряды при этом относят к классу ударных.
14
Автоматически управляемые движущиеся объекты
Аппараты мирного применения
Самолеты
Вертолеты
Ракетыносители КА
Метеорологические и
исслед. ракеты
КА
Аппараты военного применения
Боевые
самолеты
Боевые
вертолеты
Многоступенчатые
(обычно двух- или
трехступенчатые)
– для вывода
на орбиту ИСЗ
– для вывода на
орбиту космических
кораблей
Крылатые
ракеты
(самолетыснаряды)
земля-земля
земля-воздух
корабль-воздух
– ближнего космоса
(околоземные)
– среднего космоса
(например, лунные)
– дальнего космоса
(межпланетные)
Баллистические
ракеты
АУРС
ЗУРС
воздух-земля
воздух-воздух
воздух-море
– ИСЗ (связные, навигационные,
исследовательские)
– околоземные космические
корабли, станции
Рис. 1.3. Примеры автоматически управляемых
движущихся объектов (ЛА)
Системы вооружения в первую очередь классифицируются по
месту старта и местоположению цели. На рис. 1.4. показан пример
размещения ракетного вооружения на самолете.
Рис. 1.4. Пример авиационного ракетного вооружения
15
Ракеты класса «земля-земля» разделяют по назначению на
тактические, оперативно-тактические и стратегические. За рубежом ракеты класса «земля-земля», как правило, делят на категории дальности (то есть малой дальности, средней дальности и
т. д.). Ракеты «земля-земля» бывают баллистическими или крылатыми.
Ракеты «земля-воздух» – ракеты наземного базирования для
уничтожения объектов в воздушном пространстве. Этот тип боеприпасов чаще всего именуется зенитным, то есть стреляющим в зенит – вверх. Значительная скорость ракеты «земля-воздух», более
чем в четыре раза превышающая скорость звука, позволяет эффективно бороться не только с самолетами и баллистическими ракетами, но и поражать высокоманевренные крылатые ракеты.
На рис. 1.3 отсутствует информация об управляемых авиабомбах. В настоящее время сформировались два подвида управляемых авиабомб (УАБ): корректируемые (КАБ) и планирующие.
КАБ – это УАБ, траектория движения которой формируется таким образом, чтобы минимизировать величину ее отклонения
от баллистической траектории (неуправляемой), проходящей через цель и лежащей в пределах «трубки» рассеивания бомбы.
Управляемая планирующая авиационная бомба – это УАБ, в траектории движения которой содержится четко выраженный планирующий участок и дальность действия которой превышает баллистический относ УАБ. Как правило, эти АБ используется в составе
ударного авиационного комплекса для выполнения наиболее сложных боевых задач, причем без вхождения самолетов в зону действия
объектов противовоздушной обороны, а КАБ применяются для поражения широкого класса малоразмерных прочных целей при частично или полностью подавленной ПВО.
На рис. 1.5 показана обобщенная структурная схема системы
управления (СУ) движением летательного аппарата. Поясним ее
функционирование.
Система извлечения информации (координатор) – 1 определяет
взаимное положение цели и объекта. Эта информация через канал
связи – 2 поступает в устройство управления, где на основе полученных данных, системой переработки информации – 3 вырабатываются команды управления объектом Uу такие, чтобы взаимное
положение цели и ЛА изменялось заданным образом. Команды
управления воздействуют на исполнительные органы – 4. Информация об изменении координат объекта поступает по каналу обратной связи – 6 в координатор – 1, где сравнивается с информацией об
16
Uвх
n1
n3
n2
1
2
3
Uу
Uвых
4
5
2
Uвых
6
n4
Рис. 1.5. Обобщенная структурная схема СУ движением ЛА
изменении координат цели, образуя замкнутую систему. На рисунке n(t) – помеха, действующая в различных местах РСУ.
Если управляемый объект и информационные системы разнесены в пространстве, то каналы связи могут быть радиолиниями,
иначе – это могут быть проводные линии передачи электрических
сигналов внутри объекта, механические связи (зубчатые передачи,
тяги и т. п.).
На рис. 1.6 приведена классификация способов управления движущимися объектами.
Автономное управление используется при наведении на неподвижные цели. В течение всего времени полета снаряда никакой свяСпособы управления
Автономное
Самонаведение
Программногироскопическое
Программнонавигационное
Астронавигационное
Инерциальное
Комбинированное
Активное
Полуактивное
Пасивное
Командное
Комбинированное
Радиотеленаведение
Радиотелеуправление
1-го вида
Радиотелеуправление
2-го вида
Радиотелеуправление
3-го вида
Рис. 1.6. Классификация способов радиоуправления
17
зи между внешним пунктом управления (местом старта снаряда),
управляемым объектом (снарядом) и целью нет. На самом управляемом объекте имеются все средства, необходимые для поддержания
его на заданной траектории. Исходя из расположения цели и места
старта, задается программа полета, и в соответствии с ней осуществляется движение управляемого объекта.
Первые системы автономного управления были инерциальными. Например, в самолете-снаряде Фау-1 (V-1) использовалась простая и остроумная система управления. В течение этапов старта и
сближения самолет-снаряд Фау-1 управлялся от магнитного компаса по курсу и от барометрического высотомера по высоте. Компас
устанавливался вручную на желаемый курс и удерживал ось свободного курсового гироскопа вдоль курса. В дополнение к направлению на цель снаряд должен «знать» расстояние до цели. В Фау-1
пройденное расстояние определялось при помощи воздушного лага,
который состоял из пропеллера с червячной передачей на счетчик.
Счетчик имел электрические контакты, которые выставлялись
вручную на заранее заданное расстояние до цели. Система управления была грубая, но зато несложная в производстве.
В дальнейшем для прокладывания траектории управляемого
объекта стали использоваться навигационные системы, сначала наземные (Декка, Лоран), а затем и спутниковые (GPS, ГЛОНАСС).
В телеуправлении (теленаведении) участвуют все три объекта.
Пункт управления получает данные о координатах управляемого
объекта и цели, вырабатывает команды наведения управляемого
объекта на цель и передает эти команды по линии радиосвязи (командной радиолинии) на управляемый объект. Для определения
координат обычно используются радиолокационные станции. Иногда определение местоположения цели осуществляется аппаратурой, расположенной на объекте управления (например, телевизионная аппаратура, предназначавшаяся для наведения немецкой
крылатой ракеты Хеншель-296 (Hs-296) класса «воздух – воздух»).
Тогда добавляется еще одна линия связи между управляемым объектом и пунктом управления для передачи данных измерения. Такое управление иногда называют телеуправлением через ракету
В США в 1944 г была испытана управляемая бомба GB-4. Для
управления ею использовались телевизионная камера и радиопередатчик, установленные внутри бомбы. Бомбардир видел местность
так, как она была бы видна с бомбы, и при помощи линии передачи команд на бомбу вручную наводил ее на цель, расположенную
на поверхности земли. Бомба была впервые использована в августе
18
1944 г. по базе подводных лодок в Гавре, а позднее – по отдельным
индустриальным целям в Германии.
При самонаведении определение координат цели и выработка
управляющей команды производятся на управляемом объекте; никакой связи с внешним пунктом управления нет.
Сравнивая схему самонаведения со схемой телеуправления ракетой, заметим, что они отличаются только местом выработки команды. В системе телеуправления для выработки команды привлекаются средства обработки результатов измерений и принятия
решений, имеющиеся на пункте управления.
Командное и автономное радиоуправление применяется и для
систем управления непосредственно движением и для радиотелемеханических систем. Радиотеленаведение и самонаведение используют только для управления движением.
Во время второй мировой войны в Германии находилось в стадии
разработки значительное количество приборов самонаведения. Но
эти проекты до готовых образцов доведены не были (за исключением прибора для торпед «Цаункениг», реагирующего на звуковые колебания в воде).
В США метод самонаведения при помощи радиолокационных
средств был впервые применен в планирующей бомбе «Bat». Она
представляла собой планер-моноплан, несущий на себе радиолокатор, способный автоматически следить за одиночной целью. Пока
бомба еще висит под самолетом, бомбардир осуществляет захват
цели при помощи радиолокатора бомбы, а затем сбрасывает ее. Бомба
«Bat» была использована против японских кораблей на Тихом океане
в незначительных количествах, но с хорошими результатами.
При самом тщательном выполнении систем управления снарядами трудно рассчитывать на стопроцентную вероятность их прямого
попадания в цели, особенно воздушные, обладающие, как правило,
большой маневренностью и скоростью полета. В то же время нельзя допустить, чтобы дорогостоящий управляемый снаряд прошел
мимо цели, не поразив ее, и был потерян. Поэтому все снаряды обеспечиваются неконтактными взрывателями (радиовзрывателями),
срабатывающими при приближении снаряда к цели.
Первыми начали работать над созданием радиовзрывателей для
снарядов в США еще за 10 лет до Второй мировой войны. Радиовзрыватель, выдерживающий ускорение до 2000g был разработан
в США перед Второй мировой войной.
Он содержал миниатюрный передатчик, который излучал хорошо направленный пучок ВЧ энергии на цель и детонировал при
19
10
9
8
7
6
5
4
3
2
1
Рис. 1.7. Артиллерийский радиовзрыватель:
1 – антенна; 2 – восковая уплотнительная масса;
3 – пластмассовая головка; 4 – детали радиооборудования;
5 – корпус; 6 – элементы батареи; 7 – ампула с электролитом;
8 – предохранители; 9 – самоликвидатор; 10 – детонатор
получении сильного отражения от цели. Такие взрыватели использовались в артиллерийских снарядах, минах, ракетах и бомбах
(рис. 1.7).
В отличие от аппаратуры теле- или самонаведения неконтактные
взрыватели не вырабатывают команд управления рулями, а только
дают команду на подрыв боевого заряда в зависимости от степени
приближения снаряда к цели.
Действие неконтактных взрывателей так же, как и аппаратуры
самонаведения, основано на использовании электромагнитных и
других полей (акустического, теплового и др.). Ввиду небольших
расстояний, на которых действуют взрыватели, возможно применение для них и статических полей: электрического и магнитного.
Рассмотрим теперь основные этапы управления движением ЛА,
пример наиболее полный для ЛА военного назначения: взлет, выведение в район цели, пуск управляемого снаряда, управление снарядом, предотвращение столкновений с другими самолетами, возвращение на аэродром, посадка.
В общем случае этапы управления современных движущихся
объектов можно пояснить схемой приведенной на рис. 1.8.
Управление пуском должно обеспечить пуск ракеты в лучший
момент с точки зрения точности попадания в заданную точку. Если
пуск ракеты производится с поворотного наклонного лафета, то
управление должно обеспечить и необходимую ориентацию лафета.
Управление пуском осуществляется на КП с помощью РЛС и предварительных данных о координатах цели и параметрах ее движения, поступающих по линиям связи с центра обработки данных
радиолокационного поля (совокупности радиолокационных средств
некоторого района).
20
Полет по траектории
управление полетом
(наведение)
Взлет
аэродром
стартовая позиция (площадка)
неподвижная
стационарная
передвижная
- посадка
- стыковка
- уничтожение цели
управление посадкой,
стыковкой, подрывом
боевого заряда
- наземная: танк, автомобиль
- железнодорожная платформа
- самолет
- корабль, подводная лодка
- шахта
- стартовая
установка
Рис. 1.8. Этапы управления движущихся объектов
На рис. 1.9–1.11, приведенных
ниже, показаны некоторые стартовые установки.
Управление полетом обеспечивает наведение ракеты на цель с точностью, достаточной для надежного
поражения. Оно осуществляется
с помощью радиосредств, расположенных на КП и борту ракеты, и
Рис. 1.9. Установка ракет
на носителе (самолет)
Рис. 1.10. Авиационная
пусковая установка АПУ-8
под крылом Су-39
Рис. 1.11. Межконтинентальная
баллистическая ракета 15Ж65
«Тополь-М» мобильного базирования
21
включает радиолокационные устройства и радиолинии передачи
информации с КП на ракету и (или) с ракеты на КП. Управление
движением – управление перемещением центра масс ЛА и его поворотами вокруг осей, т. е. управление полетом и ориентацией.
Управление подрывом боевого снаряда ракеты должно обеспечить подрыв в момент времени, когда достигнута необходимая величина промаха, и осуществляется обычно радиовзрывателем, расположенным на борту ракеты.
При управлении ЛА часто решается задача радиопротиводействия (создание помех радиосредствам противника) и огневого противодействия (уничтожение РЛС противника снарядами с пассивными головками самонаведения).
Рассмотрим для примера состав комплекса управления движением зенитной ракетой класса «воздух-воздух», представленный на
рис. 1.12 [1].
Наземный комплекс радиоуправления имеет в своем составе:
– станции разведки, целеуказания и слежения за целью;
– станцию слежения за управляемым объектом – ракетой;
– ЭВМ, которая обрабатывает все поступающие данные и выдает
команды старта и управления;
Текущие
координаты
УО
Команда
управления
Управляемый
объект
Станция
передачи
команд на
УО
Станция
слежения за
УО
Текущие
координаты
цели
Цель
Командный
пункт
Станция
целеуказаний
ЭВМ
Станция
слежения за
целью
Главный
центр
Стартовая
позиция
Центр ПВО
области
Команда
старта УО
Технические
службы (заправка
топливом, боевым
зарядом)
Соседние
комплексы
ПВО
Рис. 1.12. Комплекс радиоуправления
22
– станцию передачи команд управления на борт ракеты.
После обнаружения и предварительного определения координат
цели станцией разведки и целеуказания эти данные поступают на
станцию слежения за целью.
Под целеуказанием следует понимать краткую, четкую и понятную информацию о местоположении и характере цели. Целеуказание подразделяется на заблаговременное и непосредственное.
Заблаговременное целеуказание осуществляется при постановке боевой задачи на основании разведданных о противнике.
Непосредственное целеуказание выполняется при подходе к целям.
В ходе непосредственного целеуказания ЭВМ должны быть сообщены данные о расположении цели относительно УО, координаты
цели, тип (вид) цели, ее состояние, характер функционирования,
параметры движения. Станция целеуказаний – РЛС для обнаружения воздушных целей, определения их координат и целеуказания
зенитным средствам.
Станция слежения осуществляет автоматическое сопровождение цели, постоянно измеряя ее координаты, обрабатываемые
в ЭВМ. В необходимый момент времени вырабатывается команда на
пуск (старт) ракеты, координаты которой после пуска определяются соответствующей станцией слежения. При отклонении ракеты
от расчетной траектории в ЭВМ формируется команда управления,
передаваемая по командной радиолинии на борт. Бортовая аппаратура принимает эти команды, которые затем воздействуют на рулевые органы ракеты так, чтобы вернуть ее на расчетную траекторию,
обеспечивающую поражение цели.
Станции слежения за целью и за управляемым объектом – чисто
радиолокационные станции (РЛС). В системе предусмотрены системы отображения информации, которые позволяют обслуживающему персоналу станций слежения наблюдать за целью и УО.
Из приведенного выше краткого обзора следует, что характер
задач радиоуправления в большой мере зависит от вида управляемого аппарата и его назначения. Так, например, при управлении
аппаратами невоенного назначения отпадают задачи радиопротиводействия и подрыва боевой части; при управлении снарядами отсутствует задача посадки летательного аппарата и т. п. Однако для
большинства управляемых летательных аппаратов характерно наличие управления их движением. Как уже говорилось, это управление в общем случае заключается в управлении перемещениями
центра масс аппарата и его поворотами вокруг центра масс, т. е.
в управлении полетом и ориентацией. При этом управление ори23
ентацией аппарата может требоваться как для обеспечения надлежащего управления его полетом, так и иметь самостоятельное значение (например, при необходимости обеспечить определенное положение корпуса летательного аппарата относительно Земли). Для
управления ориентацией летательных аппаратов радиосредства
применяются в значительно меньшей мере, чем для управления их
полетом [1–3].
Контрольные вопросы
1. Функции и особенности системы радиоуправления
2. Каковы основные признаки классификации систем радиоуправления?
3. Пояснить назначение блоков функциональной схемы одноцелевой системы управления
4. Состав пульта управления автоматизированных систем управления
5. Перечислить автоматически управляемые движущиеся объекты. Пояснить их назначение и особенности как объектов систем
РУ
6. Пояснить функционирование обобщенной структурной схемы
СУ движением ЛА
7. Классификация способов радиоуправления
8. Этапы управления движущихся объектов
9. Функционирование комплекса РУ на рис. 1.12.
10. С какой целью военные управляемые объекты снабжаются
радиовзрывателями?
24
ЛЕКЦИЯ 2
1.3. Комплекс управляемого беспилотного летательного аппарата
Комплекс управляемого беспилотного летательного аппарата
(ЛА) включает в себя средства обнаружения и опознавания целей,
командный пункт (КП), пусковое устройство (ПУ), сам ЛА (снаряд)
и устройства системы управления (рис. 1.13).
В тех случаях, когда необходимо доставить ЛА в предполагаемую зону его пуска либо придать ему заданные начальные параметры (скорость и высоту полета) применяются носители ЛА, при
которых обеспечиваются условия устойчивости и маневренности
полета, нормальная работа электронной аппаратуры и механизмов
управления. Для доставки ЛА с целью расширения диапазона его
применения используются разнообразные носители: самолеты, корабли, подводные лодки, различные наземные самоходные установки и подвижные средства и другие пусковые установки.
УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД
Корпус снаряда с двигателем и боевой частью
Аппаратура управления движением потраектории
Аппаратура стабилизации
Радиоаппаратура связи с пунктом управления
Визир цели
Устройство подрыва
Радиовизиры целей
и снарядов
ЦВМ и
управляющие приборы
Стартовая установка
Аппаратура
предстартового контроля
Связные радиосистемы
Система начального
прицеливания
КОМАНДНЫЙ ПУНКТ
ПУСКОВОЕ УСТРОЙСТВО
Рис. 1.13. Комплекс управляемого снаряда
25
Еще до пуска снаряда в большинстве тактических ситуаций на
командном пункте (КП) применяются радиоэлектронные устройства обнаружении и опознавания целей и определения параметров
их движения (радиовизиры целей). Радиовизир цели может находиться либо на борту снаряда, либо на КП. В последнем случае необходима командная радиолиния, связывающая КП со снарядом.
Цифровые вычислительные устройства, определяют момент и наилучшее направление старта снаряда.
Старт ЛА осуществляется пусковыми установками (ПУ) и катапультами, которые могут размещаться на земле, самолете, корабле
или любом другом носителе. ПУ обеспечивают необходимое начальное положение ЛА в момент старта и обеспечивают старт снаряда
с необходимыми начальными параметрами. Катапульты сообщают
ЛА первоначальную скорость при вертикальном старте или при его
сходе с направляющих. ПУ имеют наземное, шахтное, авиационное и морское базирования. Пусковые устройства могут быть конструктивно объединены с КП, особенно в тех случаях, когда запуск
снаряда производится с борта корабля или самолета-носителя. В системах стационарного типа пусковые устройства входят в состав
стартовых позиций и часто бывают отдалены от КП на определенное
расстояние. Через пусковое устройство осуществляется также ввод
начальных данных в бортовые системы снаряда. Обычно пусковые
устройства оборудуются аппаратурой, позволяющей проверить исправность основных агрегатов снаряда перед стартом.
Старт ЛА может осуществляться как в вертикальном, так и в наклонном положении, а для авиационных ПУ – в горизонтальной
плоскости (рис. 1.14) [1, 17]. Выбор стартового положения ЛА зави-
а)
б)
Рис. 1. 14. Пуск ракет: а – наклонная пусковая установка;
б – вертикальный пуск с судна
26
сит от особенностей класса ЛА, его начального продольного ускорения, формы траектории, ограничения по боковым перегрузкам
и других требований. Вертикальные ПУ позволяют осуществлять
старт ЛА при малой начальной тяговооруженности (Р0 ≈ 3), которая представляет собой отношение тяги двигателя к весу ЛА. Это
наиболее характерно для баллистических ракет и ракет-носителей
космических аппаратов, имеющих после вертикального старта выход на баллистическую траекторию полета, обеспечивающую малые поперечные нагрузки на корпус ЛА. Вертикальные ПУ представляют собой шахты и пусковые столы с устройствами, фиксирующими вертикальное положение ЛА. У подвижных вертикальных ПУ обычно пусковой стол крепится к тягачу или платформе и
опускается на систему домкратов, которые автоматически придают
столу горизонтальное положение. ЛА удерживается на столе за
счет крепежных элементов, срезаемых при достижении двигателем
определенной тяги.
Для пуска ЛА из вертикальных шахт и подводных лодок обычно
используется так называемый «холодный» способ пуска, при котором ЛА сжатым газом выбрасывается из шахты или контейнера на
поверхность, затем включается двигатель первой ступени.
Для обеспечения наклонного старта ЛА под углом требуется
большая начальная тяговооруженность (Р0 = 10 ... 30), так как иначе
в момент схода ЛА с наклонных направляющих ПУ проекция тяги
стартового двигателя на вертикаль может оказаться недостаточной
для уравновешивания веса ЛА, в результате чего может возникнуть
недопустимая «просадка» (снижение траектории) ЛА. Наклонные
ПУ обычно применяются для ЗУР и других ЛА, использующих для
старта ускорители с мощными ракетными двигателями на твердом
топливе (РДТТ).
Наклонные ПУ по сравнению с вертикальными обеспечивают
большую мобильность стартового комплекса, уменьшают время полета ЛА в заданную точку траектории, упрощают заряжание (установку ЛА на ПУ). ПУ наклонного старта подразделяются на стационарные и подвижные.
Подвижные ПУ работают синхронно со следящими радиолокаторами системы управления ЛА. Их поворот производится электрическими, гидравлическими или пневматическими приводами. ЛА
закрепляются в продольных пазах направляющих специальными
замково-стопорными механизмами. Газоотражатель предотвращает вредное воздействие горячих газов на конструкцию ПУ и ее опрокидывание при старте ЛА. Особенностью корабельных ПУ является
27
то, что они должны обеспечивать устойчивый запуск ЛА в условиях качки корабля, при этом управление всеми операциями ведется
дистанционно при автоматическом заряжании. В некоторых случаях корабельные ПУ оборудуется гидростабилизирующими устройствами, которые позволяют осуществлять запуск при значительной
качке, когда корректировка траектории ЛА после пуска ограничена.
Подвижные ПУ наклонного старта могут также устанавливаться на
базе бронетранспортеров или автоприцепов. Применяются также
малые ПУ, переносимые вручную, при этом их масса не должна превышать 10 кг.
Авиационные ПУ подразделяются на индивидуальные, которые
используются для запусков ЛА «воздух-воздух» и «воздух-поверхность», и кассетные для неуправляемых ЛА.
Наиболее просты по устройству индивидуальные наружные ПУ,
которые состоят из направляющей, механизма аварийного сброса,
замка для удержания ЛА до старта и электроразъемов, закрытых
обтекателем для уменьшения сопротивления. В некоторых случаях эти ПУ могут иметь катапультирующие механизмы для принудительного отделения ЛА в начальный момент старта. Внутренние
авиационные ПУ значительно сложнее по устройству, расположены
в специальных отсеках самолета-носителя и применяются в тех случаях, когда предъявляются повышенные требования к аэродинамическому качеству авиационного комплекса. Эти ПУ выполняются в двух вариантах: шарнирно-выдвижном и револьверно-выдвижном. Выдвижные ПУ позволяют повысить безопасность носителя,
так как исключают возможность удара ракеты о самолет после ее
схода с направляющих. Подготовка ЛА к полету обычно осуществляется в наземных условиях с помощью специальных средств, оборудования и сооружений.
На рис. 1.15: 1 – самолет носитель; 2 – ракета-носитель; 3 – транспортно-пусковой контейнер; 4 – парогазогенератор, обеспечивающий пуск ракеты; 5 – герметизирующая мембрана; 6 – аппаратура
управления комплекса систем полетного и предпускового обслуживания; 7 – аппаратура измерительного комплекса, размещаемого на
самолете.
Самолет-носитель АН-124–100ВС обеспечивает полную дальность беспосадочного перелета в зону старта и возвращение на аэродром посадки, обеспечивает запуски из заданных районов на орбиты различных наклонений. После пуска вступает в работу система
управления снарядом, обеспечивающая его стабилизацию и движение в соответствии заданным методом наведения. Ракета обеспе28
1
4
2 3
6 7
5
Рис. 1.15. Размещение двухступенчатой ракеты в транспортно-пусковом
контейнере на самолете-носителе АН-124–100ВС
чивает запуск спутника. Выбор точки старта и безопасной трассы
полета производится с учетом обеспечения безопасности пуска и
траекторий падения отделяемых частей ракеты. Комплекс предназначен для доставки полезных грузов на различные околоземные
орбиты, включая геостационарную. При этом, за счет старта ракеты
в разряженных слоях атмосферы и добавочной скорости самолета,
ракета выводит в космос на 30…40% больше полезного груза, чем
при старте с Земли.
Радиосистемы управления (РСУ) могут быть системами автоматического регулирования (замкнутыми), либо разомкнутыми – автоматизированными.
РСУ с обратной связью (замкнутые) могут быть следящими или
корректирующими. В следящей системе процесс регулирования
проходит непрерывно, т. е. для управления движением снаряда непрерывно измеряются и обрабатываются координаты цели и снаряда и непрерывно отрабатывается параметр рассогласования. В корректирующей системе процесс определения параметра рассогласования и его обработка разнесены во времени. Например, на какомто отрезке времени измеряются координаты, скорости, ускорения
и т. д. цели и управляемого снаряда. Затем эти данные обрабатываются, определяется какая команда и в какое время должна быть
отработана снарядом. Полученные величины (если их измерение
производится не на борту) передаются с ПУ по каналу связи и запоминаются в бортовом устройстве. В нужный момент происходит
отработка команды.
В общем случае РСУ является системой автоматического управления (САУ), имеющей несколько замкнутых контуров (рис. 1.16).
29
Внешний контур системы КРУ-I и
радиотеленаведения
Внешний контур системы
самонаведения и КРУ-II
Координаты
Координаты
Вектор рассогласования или цели
цели
командное напряжение
Координаты цели относительно
координат снаряда
∆U или Uк
Радиозвено
Звено
автопилотснаряд
Кинематическое
звено
Радиозвено
Звено
автопилотснаряд
∆U или Uк
Координаты
снаряда
Кинемати- Угол вектора
ческое звено скорости
снаряда
а
Угол вектора
скорости
снаряда
б
Рис. 1.16. Контура РСУ
Контур замкнутой СУ, определяющей движение ЛА по траектории – внешний контур, контур стабилизации – внутренний.
Различают также, как уже говорилось на предыдущей лекции,
следующие способы радиоуправления: командное (радиотелеуправление); радиотеленаведение; самонаведение; автономное радиоуправление. Каждый из способов радиоуправления далее будет нами
рассмотрен подробно. Командное управление, в свою очередь, делится на командное радиоуправление первого, второго и третьего
типов (КРУ-I, КРУ-II , КРУ-III).
Различным способам РУ соответствуют различные схемы внешних контуров (рис. 1.16). В схеме на рис. 1.16, б координаты цели
измеряются непосредственно на снаряде. Для замыкания контуров
необходимо кинематическое звено. Оно не связано с какой либо аппаратурой и является по сути уравнением, связывающим между собой координаты и параметры движения снаряда и цели.
При рассмотрении РСУ следует помнить о многоконтурности, а
также о нелинейности СУ, ее нестационарности и дискретности.
Многоконтурность: наличие двух внешних контуров для управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, звено автопилот-снаряд имеет контур стабилизации, радиовизир содержит системы АСН, АСД, АПЧ, АРУ и т. д. Все системы взаимосвязаны и
должны описываться единой системой уравнений высокого порядка.
30
Нелинейность связана прежде всего с ограниченностью максимальной величины поперечного ускорения снаряда.
Нестационарность особенно проявляется на участках разгона
снаряда.
Дискретность возникает из-за работы ЦВМ, цифровых командных радиолиний, импульсных режимов работы радивизиров и т. п.
1.4. Системы координат
Для изучения последующего материала необходимо рассмотреть
системы координат, используемые для описания движения снаряда,
цели и пункта управления (если цель и пункт управления подвижны).
Перемещение всех трех объектов часто описывают в неподвижной земной декартовой системе координат 0xзyзzз. За начало этой
системы координат принимается какая-либо точка 0 на земной
поверхности, ось yз направлена вертикально вверх, xз и zз лежат
в плоскости местного горизонта неподвижно относительно земной
поверхности. Положение центра тяжести ЛА в этой системе координат определяется высотой – h, горизонтальной дальностью – L и
боковым отклонением – z (рис.1.17).
Земной декартовой системе координат соответствует сферическая земная система координат, в которой положение объекта характеризуется наклонной дальностью D, углом места β, азимутальным углом α.
Если центр системы координат расположить на пункте управления или снаряде, а оси оставить параллельными осям земной сиyз
А
h
D
β
x
0
z
xз
L
α
А'
zз
Рис. 1.17. Земная система координат (прямоугольная)
31
yсн
xсн Продольная строительная
Крен
ось
Рыскание
Тангаж zсн
Рис. 1.18. Связанная подвижная система координат
стемы координат, то получим земные системы координат, связанные соответственно с пунктом управления 0xзп yзп zзп и снарядом
0xсн yсн zсн
На рис. 1.18 показана система координат, связанная со снарядом.
Рассмотрим взаимосвязь «подвижной» системы координат, начало
которой расположено в центре тяжести ЛА, с неподвижной земной
системой.
На рис. 1.19 показаны проекции осей системы координат снаряда
на плоскости земной системы координат, которые образуют с осями
yз
yсн
z сн
αа
γ
θ
xсн
υ
xз
zз
0
xз
Φ
zз
βс
xз
ψ
xсн
Рис. 1.19. Системы координат, используемые при управлении ЛА
32
земной системы три угла: угол тангажа υ, угол крена γ, курсовой
угол – ψ.
Проекции вектора скорости V, определяющего траекторию движения ЛА, образуют с осями земной системы координат в вертикальной плоскости угол наклона траектории θ и в горизонтальной
плоскости – путевой угол Ф. Углы между проекциями вектора скорости V и проекциями осей ЛА на те же плоскости определяют угол
атаки αа = υ–θ и угол скольжения βс = ψ–Ф.
2. ПОКАЗАТЕЛИ КАЧЕСТВА РАБОТЫ
И ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ РАЗРАБОТКИ РСУ
2.1. Тактико-технические характеристики РСУ
Задачи разработки РСУ:
– выбор кинематического метода наведения;
– выбор состава измерительных средств;
– составление структурной схемы и определение передаточных
функций ее звеньев и системы в целом;
– исследование отдельных звеньев и системы в целом.
Выбор кинематического метода наведения – выбор закона движения УО, рассматриваемого как материальная точка. Каждый тип
УО имеет свои технические характеристики, определяемые его
конструкцией. В силу этого УО обладает ограниченными возможностями движения, определяемыми тягой двигателя, прочностью
конструкции, инерционностью и маневренностью, запасом топлива и времени полета. Закон движения УО (траектория наведения)
может выбираться, исходя из требований получения минимальной
кривизны траектории, расхода топлива, простоты технической реализации и др.
При разработке РСУ стремятся к получению наилучших результатов при заданных условиях работы. Понятие оптимальности требует введения специальных критериев, по которым можно судить о
качестве работы системы. Однако задачи, решаемые в радиосистемах настолько сложны и разнообразны, что оценить эффективность
одним показателем качества невозможно. Пользуются рядом показателей, определяемых тактико-техническими характеристиками
системы. Для РС наведения движущихся объектов, которые мы
будем рассматривать в рамках дисциплины «Радиосистемы и комплексы управления», основные характеристики следующие:
1. Зона действия.
33
2. Точность.
3. Быстродействие.
4. Помехоустойчивость.
5. Надежность.
6. Скрытность действия и криптостойкость.
7. Магнитная совместимость.
8. Массо – габаритные показатели и мощность.
Конечной задачей РСУ является поражение цели. Факт поражения – случайное событие, характеризуемое вероятностью поражения Pпор. При этом рассматривают: прямое попадание; действие
осколков; действие взрывной волны.
СУ прекращает работу:
1) при пересечении снарядом «мертвой зоны» (зависит от недостаточной маневренности снаряда, недостаточной разрешающей
способности РЛС, инерционности в исполнении команд и т. п.);
2) при прямом попадании в цель;
3) при окончании полета в связи с ударом о землю или воду;
4) при срабатывании радиовзрывателя;
5) при промахе и самоликвидации.
Зона действия относится к области трехмерного пространства,
в котором возможно наведение управляемого объекта на цель.
В сферической системе координат эта область определяется зонами
действия РЛС измерения координат объектов, а также скоростями
V и допустимыми ускорениями объектов.
Точность действия обычно определяется величиной промаха (он
всегда отличен от нуля).
Под промахом понимается радиус-вектор объекта управления
относительно цели в момент времени, когда модуль этого вектора минимален. В общем случае промах – это трехмерный вектор,
хотя часто оказывается возможным определить вектор в плоскости,
жестко связанной с целью (рис. 2.1).
Здесь промах – это вектор r2. При взрыве промах – расстояние
поражения rпор зависит от эффективности боевого заряда и уязвимости цели. Срабатывание взрывателя произойдет при выполнении
условий
β = βвзрыва; r2 ≤ rïîð .
Понятие промаха rпр как линейной ошибки при наведении по направлению может быть представлено в виде функциональной связи
34
∆φóãë rìç = βí rìç , (2.1)
СН1
Vсн
СН2
β
r2
промах
βвзрыва
Ц2
r1
Vц
Ц1
Рис. 2.1. К определению промаха
где rмз – расстояние между целью и снарядом в момент выключения управления (расстояние мертвой зоны), а βн – угол наведения
между вектором скорости снаряда и линией визирования в тот же
момент; ∆φугл – измеряемая угловая координата.
Наиболее просто представить понятие «промаха» при двухточечном наведении, когда в процессе РУ участвуют только цель и снаряд
(рис. 2.2).
X
Снаряд
А
Vc
βн
rмз
С
В
rц
βс
Y
Vц
ψ
Д
0
Цель
Z
Горизонтальная
плоскость
Рис. 2.2. Двухточечное наведении
35
Z
Контур цели
Картинная плоскость
Снаряд
Sц
θ2
θ1
X
Рис. 2.3. К понятию картинной плоскости
Вектор скорости Vс направлен на цель или в упрежденную точку Д. В мертвой зоне снаряд движется по прямой АД. Для срабатывания радиовзрывателя необходимо, чтобы rц ≤ rц вв, βс = βс вв (угол
учитывает разлет осколков, сокращение вв обозначает взрыватель).
ВС – перпендикуляр, опущенный из точки В на линию ОА.
Решая уравнение треугольников АВС и ВСО и считая что, rц=rпр,
а ошибка невелика, т. е. tg βн ≈βн. получим
rïð ≈ ψ × r ìç ≈ βí × rìç . (2.2)
В формуле учтено, что если βн меняет знак, то и угол βс вв также
следует взять с противоположным знаком, поэтому величина промаха не изменяется при изменении знака βн, и использован его модуль [19].
При использовании ударных снарядов промах оценивают в картинной плоскости, проходящей через цель (рис. 2.3). На рисунке
Sц – геометрическая площадь цели.
Закон распределения случайных величин, характеризующих
фактические точки попадания снарядов, называют законом рассеяния. Часто его принимают нормальным. Если система координат
выбрана так, что ее начало совпадает с центром цели, а оси совпадают с главными осями эллипса рассеивания, то закон рассеивания
имеет вид
p ( x, z ) =
2
( z − z )2 
1
1 (x − x)
+
exp− 
,
2πσx σ z
2  σ2x
σ2z 

(2.3)
где x, z – среднее по ансамблю пусков снарядов значения точек попадания, σ2x , σ2z дисперсии отклонений по осям X и Z.
36
Так как для ударного снаряда поражение цели происходит только при прямом попадании, то вероятность поражения цели одним
таким снарядом будет
∫∫S p ( x,z )dxdz. (2.4)
ö
При дистанционном снаряде Sц стремится к Sпп. Sпп – зона боевого поражения, Sпп > Sц.
В случае воздушных целей необходимо рассматривать рассеяние
и по координате Y. В этом случае вероятность поражения цели оценивается формулой
(2.5)
∫∫∫Sö p ( x, y,z )dxdydz, Sц – трехмерная зона поражения цели.
Точность определяется:
– выбором метода наведения;
– динамическими свойствами (маневренностью) снаряда и цели;
– аппаратными ошибками;
– инерционностью управления.
Быстродействие характеризуется степенью инерционности РСУ,
т. е. способностью отслеживать изменения входной величины системы. Входная величина – это обычно изменение координат цели.
Аналитически оценка быстродействия является сложной задачей,
поскольку система содержит большое число электронных, электромеханических, аэродинамических звеньев. Многие из них нелинейные и нестационарные.
Ориентировочная оценка быстродействия: время установления –
tу, время эквивалентного запаздывания – τэ. Величину tу находят по
переходной характеристике системы при подаче на ее вход скачкообразного воздействия. Время запаздывания τэ характеризуется отставанием полезного отклонения от идеального запаздывания, которое могло бы быть в безынерционной СУ. Можно считать, что
τý ≈ 0,5 ÷ 0,7tó .
Наибольшим быстродействием должны обладать системы наведения на скоростные маневрирующие цели, для них τэ ≈ (1–3) с.
Помехоустойчивость – способность СУ обеспечивать заданные
действия, точность, дальность при различных помехах. По отношению к естественным помехам помехоустойчивость оценивается величиной вероятности ошибок или определяющим эту вероятность
соотношением сигнал/шум на входе устройств принятия решений.
37
Помехоустойчивость по отношению к искусственным помехам оценивается способностью системы на основе анализа характера помехи изменять свою структуру таким образом, чтобы максимально
увеличить разнос между сигналом и помехой и не допустить проникновение помех на вход системы обработки сигналов.
Надежность – способность длительного функционирования системы в определенных условиях эксплуатации. Изменение характеристик сверх допустимых пределов влечет за собой невозможность
выполнения задачи – отказ. Обычно надежность определяют при
отсутствии помех. Отказ может быть
– катастрофический;
– постепенный;
– случайный.
Надежность увеличивается при уменьшении числа и упрощении
элементов системы.
Скрытность (трудность обнаружения факта функционирования
РСУ) и криптостойкость (трудность правильной расшифровки переданной и принимаемой информации) существуют лишь в условиях
военного применения. Скрытность увеличивается при уменьшении
мощности излучения, длительности сигналов, ширины спектра излучения, изменении λ.
Электромагнитная совместимость – возможность совместного
функционирования радиосистемы управления с другими радиосредствами того же или другого назначения.
2.2. Ошибки наведения и вероятность поражения цели
Расчет динамической ошибки. Конечной задачей наведения снаряда является поражение цели. Поражение цели – случайное событие с вероятностью Pпор. Pпор следует иметь как можно большей.
При условии, что снаряд доходит до конца управляемого участка,
Pпор зависит от
– характеристики цели;
– вида боевого заряда;
– взрывателя;
– ошибок (промаха);
– величины «мертвой зоны» системы управления (СУ).
«Мертвая зона» – это зона, в которой определение расстояния
между целью и снарядом становится невозможным, Причины образования «мертвой зоны» могут быть различны, например: недостаточная разрешающая способность, недостаточная маневренность снаряда, антенна смотрит мимо цели и т. п.
38
Под ошибкой наведения понимается различие параметров кинематической и фактической траекторий в момент прекращения работы СУ. Понятие промаха как линейной ошибки при наведении по
направлению было рассмотрено и выражается в общем случае формулой (2.1).
Кинематическая траектория (опорная) определяется методом
наведения. Все объекты (цель, снаряд, пункт управления) – точки.
Если учесть ограниченную маневренность снаряда и инерционность
СУ, то получают динамическую траекторию.
Передаточная функция разомкнутого контура управления движением в одной плоскости при линейном представлении ЛА в общем случае имеет вид
KW ( p ) =
(
k ( t )(Tp + 1)...e−tç p
)
p υ T02 p2 + 2ξT0 p + 1 ...(T1 p + 1)
,
(2.6)
где k(t) – коэффициент передачи всего контура, e−tç p – звено, отражающее запаздывание в линиях передачи информации [7].
Точное знание всей функции необходимо при определении устойчивости системы. При оценке точности этого не надо.
Среднее значение k(t) можно «заморозить», считая его постоянным на определенной дистанции, а также не учитывать характеристик рулевой машины, радиотехнических устройств из-за их малой
инерционности по сравнению с инерционностью ЛА.
Если частота ω0 собственных угловых колебаний корпуса ЛА относительно вектора скорости V значительно выше граничной частоты общего контура управления ωк, то колебательный множитель
в знаменателе может быть опущен. Передаточную функцию (2.6)
можно заменить ее эквивалентом
kV
KWý1 ( p ) =
,
(2.7)
p (Tý1 p + 1)
или
KWý2 ( p ) =
kà (Tý2 p + 1)
.
(2.8)
Необходимым условием замены (2.6) одним из эквивалентов (2.7)
или (2.8) является соблюдение равенства установившихся значений
ошибок, т. е. сохранение порядка астатизма системы. Второе, желательное условие – соразмерность собственного периода колебаний и
p2
39
времени затухания переходного процесса в реальной и эквивалентной системах.
Ошибка управления в системе наведения (основное уравнение
системы наведения как системы автоматического регулирования)
(2.9)
∆φ ( t ) ≈ φâõ ( t ) − φâûõ ( t ), где первое слагаемое φвх(t) – текущая координата кинематической
траектории, второе φвых(t) – текущая координата динамической или
фактической траектории.
В процессе движения объекта его кинематическая траектория
изменяется и должна в каждый новый момент времени вычисляться от соответствующей точки на динамической траектории. Однако
если управление по кинематической траектории происходит достаточно точно, эту особенность можно не учитывать и при расчетах
ошибок пользоваться выражением (2.9) как равенством.
Функцию управления φвх(t), описывающую кинематическую
траекторию в угловых или линейных координатах, в большинстве
случаев описывают рядом по степеням (типовое воздействие в виде
полиномиальной функции)
(2.10).
φâõ ( t ) = A0 + A1t + A2t2 + ... + An tn , A0 – начальное значение задающего воздействия; A1 ( A 0 ) – начальная скорость изменения задающего воздействия; A2 – начальное
ускорение, с которым изменяется задающее воздействие и т. д.
Тогда ошибка наведения
1
=
∆φ ( p )
φâõ ( p ) (2.11)
1 + KWý ( p )
может быть представлена в виде ряда
где
∆φ ( t ) = φâõ ( t ) C0 + φ′âõ ( t ) C1 + φ′′âõ ( t ) C2 + ... i
1 d 1 + KWý ( p ) 
Ci =
i!
dpi
(2.12)
−1
–
коэффициенты
ошибок,
p =0
1
– передаточная функция для ошибки по задающему
1 + KWý ( p )
воздействию.
Для систем с астатизмом первого порядка С0=0 и ошибка по положению равна нулю. Для систем с астатизмом второго порядка
40
С0=С1=0, следовательно отсутствуют ошибки по положению и скорости.
Число членов ряда (2.12) при выбранной управляющей функции
для заданной траектории наведения и предполагаемого маневра
цели определяется из условия
n
n +1
Cn An tmax
〉〉 Cn +1 An +1tmax
,
(2.13)
где tmax – предварительно вычисленное максимальное значение времени движения ЛА до цели по кинематической траектории.
При известных tmax и n ошибка наведения определяется по формуле
∆φ ( tmax ) = φâõ ( tmax ) C0 + φ′âõ ( tmax ) C1 + ... (2.14)
Динамические ошибки тем больше, чем больше инерционность
или постоянная времени системы управления.
Кроме динамической ошибки ∆φ в процессе наведения могут образовываться ошибки за счет воздействия ветра или воздушных
течений. Когда скорость и направление ветра U известны и могут
быть приняты постоянными, ошибки в одной плоскости движения
рассчитываются по известным методам учета возмущающих воздействий в виде
∆φâ =
U KWâ ( p )
.
, p 1 + KWý ( p )
(2.15)
где KWв(p) – функция передачи части общего контура системы
управления с функцией передачи KWэ(p) от точки приложения вектора U до выхода из системы.
Если к входу системы приложены два воздействия: задающее
φвх(t) и возмущающее v(t), причем взаимная корреляция между
ними отсутствует (рис. 2.4), то средний квадрат результирующей
ошибки ΔφΣ определяется суммой двух составляющих ошибки по
задающему воздействию и помехе
2
∆φ∑
( t ) = ∆φφ2
âõ
( t ) + ∆φυ2 ( t ). (2.16)
Вспомним, что передаточная функция разомкнутой системы для
схемы на рис. 2.4,
W ( p ) = W1 ( p ) W2 ( p ).
41
v(t)
φвх
∆φ
W2 (p)
W1 (p)
φвых
Рис. 2.4. Структурная схема СУ
Передаточная функция для ошибки по помехе
Hev ( p ) =
W2 ( p )
1 + W ( p)
.
Передаточная функция замкнутой системы по ошибке e=∆φ
He ( p ) =
1
.
1 + W ( p)
Флюктуационная ошибка. Ошибки управления, вызванные
случайными стационарными возмущениями и помехами Δφп
=
∆φï2
2
KWï ( jω)
1 +∞
Sï ( ω)
dω,
2π ∫−∞
1 + KWý ( jω)
(2.17)
где Sп(ω) – спектральная плотность эквивалентных флюктуаций
координаты системы управления в точке приложения, вызванных
возмущениями или помехами, а KWп(jω) – функция передачи системы от этой точки до выходной измеряемой координаты.
Флюктуационные ошибки уменьшаются с ростом инерционности системы, так как при большей инерционности системы улучшается сглаживание случайных возмущений.
Работа системы управления в конечном итоге характеризуется суммарной ошибкой наведения Δφ∑ и вероятностью поражения
цели. Для упрощения связи между ними используется понятие промаха, уже рассмотренное выше (формула (2.2)).
Вероятность поражения. Положим, что ошибка наведения Δφн
является случайной величиной со среднеквадратическим значением σφí и законом распределения вероятностей Pφ ( ∆φí ), тогда величина промаха rц – тоже случайная величина со среднеквадратическим значением
42
σrö ≅ σφí × rìç (2.18)
и законом распределения вероятностей Pr(rц). Если известен закон
поражения цели, т. е. задана вероятность поражения цели Pц (rц)
как функции промаха, то вероятность поражения можно найти по
формуле
Pïîð = ∫ ö Pr ( rö ) Pö ( rö ) drö . r
0
(2.19)
Если прекращение работы СУ совпадает с моментом взрыва, т. е.
мертвой зоны нет, то понятие промаха и ошибки наведения совпадают, а вероятность поражения цели зависит только от линейных
составляющих ошибки наведения.
Контрольные вопросы
1. Состав комплекса управляемого снаряда
2. Особенности различных стартовых установок ЛА
3. Что означает понятие «тяговооруженность»?
4. Отличие следящих РСУ от корректирующих
5. Схемы внешних контуров различных способов РУ. Понятие
кинематического звена
6. Положение центра тяжести ЛА в неподвижной земной декартовой системе координат, в сферической земной системе координат
7. Система координат, связанная со снарядом
8. Пояснить отображение проекций осей системы координат снаряда на плоскости земной системы координат
9. Задачи разработки РСУ
10. Технические характеристики управляемого объекта
11. Тактические характеристики РСУ
12. Понятие промаха для системы РУ
13. От чего зависит точность наведения?
14. Ошибка наведения, коэффициенты ошибок
15. Понятие статической, динамической ошибки
16. Флюктуационная ошибка
17. Составляющие результирующей ошибки по задающему воздействию и помехе
43
ЛЕКЦИЯ 3
3. ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ КАК ОБЪЕКТ УПРАВЛЕНИЯ
3.1. Принципы рулевого управления
Современный управляемый реактивный снаряд или ракета состоит из следующих основных частей: корпуса, двигателя (находится внутри корпуса), рулевых органов, аппаратуры управления,
полезной нагрузки. Кроме того, ракеты с аэродинамическим управлением содержат как обязательный элемент – крылья. Баллистические ракеты летят вне атмосферы и крыльев не имеют.
Большинство современных управляемых ракет имеют корпус
цилиндрической формы с овальной или конической носовой частью. В носовой части размещается обычно аппаратура самонаведения. Форма хвостовой части меньше сказывается на лобовом сопротивлении, поэтому выполняется в виде цилиндра того же диаметра, что и основная часть. В хвостовой части размещается сопло
реактивного двигателя и аппаратура для радиоприема команд телеуправления [1, 8, 9].
Задачей двигателя является создавать тягу, обеспечивающую
движение ракеты. Основной характеристикой реактивного двигателя является величина тяги.
Тяга реактивного двигателя создается благодаря тому, что образующиеся после сжигания топлива горячие газы с большой скоростью истекают через расширяющийся к хвостовой части ракеты
канал, называемый соплом. По закону сохранения количества движения ЛА должен приобрести количество движения mVр равное количеству движения исходящих газов.
Основными геометрическими характеристиками корпуса является длина, диаметр и площадь миделя (наибольшая площадь поперечного сечения).
Для примера рассмотрим схемы некоторых ракет (рис. 3.1–3.5)
[15,20].
Управление полетом ЛА осуществляется изменением направления его вектора скорости V, т. е. сообщением аппарату ускорения W
(рис. 3.6) [1, 6]. При этом изменение модуля скорости V осуществляется созданием касательного ускорения Wx, а изменение направления вектора скорости созданием поперечного ускорения Wп. Поперечное ускорение в декартовой системе координат определяется
44
1
2
3 4 5
6
7
8
9
Рис. 3.1. Зенитная управляемая ракета ЗУР 9М311: 1 – улевая машинка;
2 – автопилот; 3 – гироприбор; 4 – блок питания; 6 – боевая часть;
7 – аппаратура радиоуправления; 8 – устройство разделения ступеней;
9 – двигатель
1
2
3 4 5 6
7
8
10
9
Рис. 3.2. ЗУР 9М33: 1 – передатчик радиовзрывателя; 2 – рулевая
машинка; 3 – блок питания; 4 – воздушный аккумулятор давления; 5 –
приемник радиовзрывателя; 6 – аппаратура радиоуправления; 7 – автопилот; 8 – боевая часть; 9 – ракетный твердотопливный двигатель
Рис. 3.3. Крылатая ракета Х-101
X-23
X-23Л
X-66
Рис. 3.4. Проекции ракет «Воздух – Земля» семейства AS-7
45
1
2
3
Рис.3.5. Современные отечественные управляемые авиабомбы:
1 – КАБ-500; 2 – КАБ-500Т; 3 – КАБ-1500Л
y
Wy
W
Wп
V
θ
x
Wx
Wz
z
Рис. 3.6. Связь скорости ЛА и поперечных ускорений
своими составляющими Wz и Wy, а в полярной системе координат
модулем Wп и полярным углом θ. Управление величиной и направлением ускорения W осуществляется при помощи рулевых органов.
При полете ракеты вектор ее скорости V составляет с продольной
осью xсн угол δ (рис. 3.7). Этот угол складывается из угла атаки αа и
46
yсн
V
αа
xсн
δ
αс
zсн
Wп
Рис. 3.7. Соотношения между углами скорости V
угла скольжения αс. Обычно угол δ не превышает нескольких градусов, δ ≤ 100 .
Поперечное ускорение Wп перпендикулярно скорости V, но
в силу малости угла δ можно в первом приближении полагать, что
поперечное ускорение ракеты перпендикулярно ее продольной оси,
т. е. расположено в плоскости y z (см. рис. 3.6).
Так как
W=F/m,
(3.1)
где F – результирующая сила, приложенная к аппарату, имеющему
массу m, то управление ускорением W достигается изменением результирующей силы F.
Изменение силы F осуществляется путем изменения силы тяги
T (создаваемой реактивным или каким-либо иным двигателем) и
(или) результирующей аэродинамической силы R (создаваемой воздушным потоком, обтекающим аппарат).
F=R+T+G, (3.2)
где T – сила тяги (реактивная сила), G – сила тяжести.
Сила тяги может создаваться одним или несколькими параллельно работающими двигателями. Очень часто для создания начального ускорения при пуске ракеты включаются несколько параллельно работающих так называемых стартовых ускорителей.
После выгорания топлива и прекращения работы стартовых ускорителей они отделяются (сбрасываются), и начинает или продолжает работать один основной маршевый двигатель.
Управление производится газовыми или воздушными рулевыми органами (рулями). Эффективность действия рулевых органов
определяет маневренность ЛА. Последняя характеризуется или
минимально допустимым радиусом разворота rmin, или максималь47
но допустимым поперечным ускорением Wп max, или перегрузкой n,
которые при постоянной скорости полета связаны зависимостями
rmin =
n=
2
Vñí
,
Wïmax
Wïmax
,
g
(3.3)
(3.4)
где g – ускорение силы тяжести.
Для ракет ближнего действия основным типом рулевых органов
являются воздушные рули; газовые рули если и применяются, то
лишь в качестве вспомогательных. Для ракет дальнего действия оба
типа рулей являются основными.
Такое различие в применении газовых и воздушных рулей объясняется следующими основными причинами:
1. Ракеты дальнего действия должны иметь возможность управления на значительно больших высотах, чем ракеты ближнего действия, а эффективность воздушных рулей убывает с высотой пропорционально убыванию плотности воздуха.
2. В ракетах дальнего действия двигатель работает лишь на небольшой части траектории (на активном участке). На этом участке
траектории можно без особых трудностей обеспечить значительное
превышение силы тяги T над силой тяжести G (в 5–10 раз). Поэтому
управлении силой тяги позволяет сообщать ракете ускорения порядка 5÷10g.
3. У ракет ближнего действия вся (или почти вся) траектория
является активной, поэтому двигатель должен работать все (или
почти все) время полета ракеты. Это требование наряду с требованием малых габаритов и стоимости таких ракет приводит к тому,
что сила тяги обычно лишь незначительно превосходит силу тяжести G. T≈ 1,5÷2 G. Поэтому управление силой тяги не дает обычно
возможности получать ускорения более g. В то же время для обеспечения необходимой маневренности ракете могут потребоваться
поперечные ускорения до 5÷10g (например, для зенитных или авиационных ракет).
В некоторых случаях управление величиной скорости аппарата
на основном участке его траектории не требуется и осуществляется управление только направлением полета. При этом достаточно
иметь рулевые органы, управляющие лишь поперечным ускорением Wп.
48
3.2. Типы рулевого управления
Рулевое управление может быть декартовым, полярным или
смешанным (комбинированным) [1, 3, 6].
При декартовом управлении рули высоты, поворота и «разгона –
торможения» управляют соответственно составляющими Wy, Wz,
Wx полного ускорения W в декартовой системе координат (рис. 3.6).
При полярном рулевом управлении один из рулевых органов
(руль глубины) управляет модулем ускорения Wп (в некоторых системах этот рулевой орган может, кроме того, изменять направление вектора Wп на противоположное), а второй рулевой орган – руль
крена направлением этого ускорения.
Полярное управление можно подразделить на два вида: управление с экономией крена; управление без экономии крена [8].
Различие этих видов полярного управления иллюстрируется
рис. 3.8. Пусть в процессе управления требуется резко изменить направление ускорения (от Wп до W′п). Это изменение можно осуществить двумя способами.
Первый способ заключается в том, что руль крена поворачивает
вектор ускорения на угол ∆φ′, а руль глубины не меняет своего положения.
Второй способ заключается в том, что руль глубины меняет свое
отклонение на противоположное, изменяя знак ускорения на обратный (от Wп до W′′п), а руль крена поворачивает вектор ускорения на
угол ∆φ′′ = 1800–∆φ′
Первый способ соответствует управлению без экономии крена,
второй – с экономией крена, так как при втором способе требуется меньшее изменение угла крена φ. При управлении без экономии
крена изменение направления ускорения во всех случаях осуществляется рулем крена без участия руля глубины. Во втором случае
в некоторых ситуациях (при |∆φ′| > 90°) руль глубины участвует в изменении направления ускорения, создавая изменение знака ускорения на обратный.
На рис. 3.9 приведена схема поWп
лярного рулевого управления. При
ϕ1
z
отклонении руля глубины РГ вверх
W″
п
(на рис. 3.9 по часовой стрелке) на∆ϕ′
∆ϕ″
бегающий на руль воздушный поток
W′
п
создает момент поворачивающий
корпус летательного аппарата воРис. 3.8. Пояснение видов
круг оси zp против часовой стрелки.
полярного управления
49
xр
R
zр
РК
Y
xр
РК
Q
αа
РГ
Vр
δ
Воздушный поток
МРГ
Рис. 3.9. Схема полярного рулевого управления
Поворот корпуса вокруг оси zp прекращается, когда вращающий
момент, создаваемый воздушным потоком, обтекающим корпус (и
действующий в данном случае по часовой стрелке), уравновешивает вращающий момент МРГ, создаваемый рулем глубины. При этом
установившееся значение угла αа между продольной осью ракеты
и вектором ее скорости Vр (называемого углом атаки) оказывается
примерно пропорциональным углу поворота руля δ (при небольших
значениях углов).
Результирующая «аэродинамическая сила R, создаваемая набегающим на корпус летательного аппарата воздушным потоком,
может быть разложена на составляющие Y и Q. При этом величина
нормальной составляющей Y, называемой подъемной силой, пропорциональна углу αа (при малых углах αа ). Q – лобовое сопротивление.
Подъемная сила Y создает поперечное ускорение Wп, пропорциональное этой силе. Следовательно, отклонение руля глубины РГ
на некоторый угол δ создает в установившемся режиме поперечное
ускорение Wп , модуль которого пропорционален углу отклонения
руля. Если руль глубины повернется на такой же угол δ, но в противоположном направлении (т. е. против часовой стрелки), то корпус
аппарата повернется также в противоположном направлении (по
часовой стрелке), и подъемная сила Y, а следовательно, и ускорение
Wп изменят свое направление на противоположное. При этом, если
ось zр, жестко связанная с крылом аппарата, горизонтальна, то
ускорение Wп всегда будет расположено в вертикальной плоскости.
50
Если требуется создать ускорение Wп в другой плоскости, то корпус аппарата поворачивается вокруг своей продольной оси xp на некоторый угол, называемый углом крена и создаваемый рулем крена
РК. При повороте руля крена набегающий на лопасти PK этого руля
воздушный поток создает вращающий момент, поворачивающий
корпус вокруг оси xр. Например, если с помощью рулей крена установится угол крена, равный 90°, то отклонение руля глубины будет
создавать ускорение Wп уже не в вертикальной, а в горизонтальной
плоскости.
Таким образом с помощью рулей глубины и крена может быть
получено требуемое значение величины и направления поперечного
ускорения Wп аппарата.
На рис. 3.10 приведены схемы симметричного и несимметричного декартового рулевого управления.
При симметричном декартовом управлении аэродинамические
формы объекта в плоскостях одинаковы; поэтому эффективность
рулей высоты и поворота одинакова, и поворот ракеты вокруг про-
а)
А
б)
yр
B
РП
РВ
D
А
zр
РВ
РП
yр
C
B
РП
zр
РВ
D
xр
C
xр
zр
zр
РВ
РВ
РП
РВ
РП
Рис. 3.10. Элементы декартова управления:
а – симметричное; б – несимметричное
51
дольной оси на 90° не изменяет режима ее полета. При несимметричном декартовом управлении эффективность действия руля высоты
не равна эффективности действия руля глубины (под эффективностью понимается изменение ускорения, вызываемое отклонением
руля, на единицу этого отклонения).
При несимметричной декартовой схеме необходима гиростабилизация корпуса ракеты от поворотов вокруг продольной оси.
При декартовой схеме управления составляющие поперечного
ускорения в вертикальной и горизонтальной плоскостях, Wy и Wz,
создаются соответственно с помощью руля высоты РВ и руля поворота РП. Принцип действия каждого из этих рулей аналогичен описанному выше принципу действия руля глубины. При отклонении
руля высоты корпус аппарата поворачивается вокруг оси zр и создается подъемная сила, а, следовательно, и поперечное ускорение
в вертикальной плоскости.
Отклонение руля поворота РП вызывает поворот корпуса аппарата вокруг оси yР и создание подъемной силы и поперечного ускорения в горизонтальной плоскости.
При декартовом управлении руль крена выполняет лишь вспомогательную функцию – стабилизацию крена аппарата. При появлении какого-либо возмущающего момента, вызывающего крен аппарата (т. е. поворот его корпуса вокруг оси xР), руль крена создает
противоположный момент, возвращающий корпус в исходное положение. Конструктивно руль крена может быть при этом совмещен
с рулем высоты или рулем поворота.
При комбинированном управлении требуемое изменение ускорения производится в общем случае совместным действием рулей высоты, поворота и крена.
x
На рис. 3.11 изображена схема
рулевых органов комбинированного
управления.
Уравнение динамики в радиоz
управлении
удобно
записывать
РК
0
РК
в системах координат, начало которых совпадает с центром масс ЛА и
К
К
движется вместе с ним. На рисунке
с корпусом ракеты связана система
координат 0xyz. Начало координат
РП
РВ
0 находится в центре масс (тяжести)
ракеты. В схеме величина и направРис. 3.11. Элементы комбиниление поперечного ускорения измерованного управления ракеты
52
yсн
хсн
Элероны
Рули курса
Крылья
Элероны
zсн
Стабилизаторы
Рули тангажа
Рис. 3.12. Аэродинамическая схема крестокрылого снаряда
няются за счет действия руля высоты РВ, руля поворота РП и руля
крена РК.
Наибольшее распространение получили две аэродинамические
схемы снарядов: крестокрылая (рис. 3.12) и плоскокрылая (рис. 3.3,
3.13) [1].
На рисунках показано расположение крыльев и стабилизаторов,
а также показаны органы управления снарядами: элероны, рули
тангажа (их также называют рули высоты) и рули курса (другое название – рули направления).
Для закрепления материала, рассмотрим механику разворота крестокрылых снарядов. Допустим, что произошло отклоне-
Элерон
Руль курса
y сн
xсн
Руль тангажа
z сн
Элерон
Рис. 3.13. Аэродинамическая схема плоскокрылого снаряда
53
xсн
Т
Т2
F
Т1
Fв
Vсн
δн
αс
Fвп
Fрп
В
А
Fр∑
О
Fр
Рис. 3.14. К пояснению механики разворота крестокрылого снаряда
ние рулей курса влево по отношению к оси снаряда хсн на угол δн
(рис. 3.14).
Аэродинамическую силу, действующую на руль перпендикулярно к его поверхности Fр∑ можно разложить на две составляющие:
продольную Fрп (по направлению вектора скорости снаряда) и поперечную Fр (перпендикулярную вектору скорости). Продольная –
лишь немного увеличивает лобовое сопротивление снаряда и нас
интересовать не будет. Под действием силы Fр∑, проходящей через
центр – А приложения аэродинамических сил руля, снаряд начнет
разворачиваться вокруг центра масс О (точка приложения силы Т),
что приведет к изменению угла скольжения αс между вектором скорости и осью снаряда. Это, в свою очередь, приведет к изменению аэродинамической силы Fв, которая возникает за счет действия потока воздуха на крылья и корпус снаряда, и к появлению поперечной
составляющей T1=Tsinαc силы тяги двигателя T. Сила Fв проходит
через центр приложения аэродинамических сил снаряда точку В.
Эту силу Fв также можно разложить на поперечную F и продольную Fвп составляющие. Продольная составляющая Fвп создает лобовое сопротивление снаряда, которое компенсируется продольной
составляющей силы тяги двигателя T2=Tcosαc. Строго говоря, алгебраическая сумма продольных составляющих Т2 – Fвп – Fрп не
равна нулю, за счет чего происходит некоторое изменение модуля
вектора скорости снаряда при разворотах последнего. Однако это
изменение невелико и в дальнейшем учитываться не будет. Ось снаряда будет разворачиваться до тех пор, пока момент силы Fв относительно центра масс не уравновесит момент силы Fр∑. Равнодейству54
ющая поперечная сила F∑ = F – Fр+ Т1, приложенная к центру масс,
и будет управляющей силой. Так как площадь крыльев и фюзеляжа
много больше площади рулей, то по величине F ≈ Fр и вектор скорости снаряда будет разворачиваться в туже сторону, в которую отклонились рули.
Для крестокрылых снарядов механизм разворота в вертикальной плоскости аналогичен рассмотренному. Однако следует дополнительно учитывать проекцию силы тяжести снаряда на ось, перпендикулярную вектору скорости, лежащую в вертикальной плоскости.
При крестообразном расположении крыльев существуют две
аэродинамические схемы ракет: обычная и типа «утка». В первом
случае рулевые функции выполняет хвостовое оперение, во втором – рули размещаются в носовой части (подвижные управляющие крылья, неподвижное хвостовое оперение). У снарядов с аэродинамической симметрией для управления применяют декартову
систему.
Для разворота в произвольной плоскости необходимо отклонить
как рули курса, так и рули тангажа (рис. 3.15, а). При этом появляется как угол скольжения αс, так и угол атаки αа. При отсутствии
крена (на рис. 3.15, б показан ЛА в состоянии крена) управление
в боковой и вертикальной плоскостях осуществляется независимо
друг от друга. При этом за счет угла атаки создается составляющая
поперечного ускорения Wy, лежащая в вертикальной плоскости, за
счет угла скольжения – составляющая поперечного ускорения Wz,
лежащая в боковой плоскости, а полное поперечное ускорение рава)
Wy
Wп
б)
F
F2
γ
F1
Wz
Рули тангажа
Рули
курса
γ
G
Рис. 3.15. Схемы управления разворотом:
а – крестокрылого снаряда; б – плоскокрылого снаряда
55
но их геометрической сумме: Wп = Wz+ Wy. Разворот снаряда будет
происходить в плоскости, проходящей через векторы Vсн и Wп. Такой тип рулевого управления называется декартовым, т.к. управление осуществляется изменением декартовых составляющих вектора поперечного ускорения (рис. 3.6).
Плоскокрылые снаряды (самолеты – снаряды) имеют одну пару
сильно развитых крыльев (рис. 3.13). Подобные снаряды применяются, например, для поражения наземных или надводных целей
при запуске с самолета носителя (снаряды класса «Воздух-Поверхность»). Механика разворота в вертикальной плоскости такая, как
была рассмотрена выше. При развороте в горизонтальной плоскости,
поскольку у снаряда нет вертикальных крыльев, необходимо с помощью элеронов осуществить крен снаряда на угол γ (рис. 3.15, б).
В результате чего появится горизонтальная составляющая подъемной силы F1=Fsinγ с помощью которой и будет создано нужное поперечное ускорение. При этом уменьшается вертикальная составляющая подъемной силы F2=Fcosγ, которая при развороте без изменения высоты полета должна равняться весу снаряда G. Для компенсации уменьшения этой составляющей следует соответственно
увеличить подъемную силу за счет отклонения рулей тангажа (увеличить угол атаки). Если не принять специальных мер, то поворот
вектора скорости снаряда приведет к появлению угла скольжения,
что в свою очередь увеличит лобовое сопротивление, а, следовательно, уменьшит скорость снаряда. Во избежание уменьшения скорости снаряда разворот плоскокрылого снаряда производят с нулевым
углом скольжения (координированный разворот). Для этого с помощью рулей курса создают вращающий момент, заставляющий ось
снаряда вращаться вслед за вектором скорости. Координированный
разворот можно осуществлять также и в наклонной плоскости.
Так как при развороте плоскокрылого снаряда происходит
управление полярными координатами вектора поперечного ускорения (рули тангажа меняют модуль вектора Wп а элероны – его
направление), то такой тип рулевого управления называется полярным. Однако при самолетной компоновке ЛА – плоскокрылый снаряд (рис. 3.13) может применяться и декартово рулевое управление.
Помимо рассмотренных существуют и другие способы создания
поперечного ускорения [6]. Например, с помощью поворотных крыльев, газовых рулей. На некоторых типах снарядов применяют колеблющиеся рули, создающие вращающий момент, величина и направление которого зависят от среднего времени пребывания в том
или другом крайнем положении.
56
Т
→
Yр
δ
Рис. 3.16. Управление маршевым двигателем
При отсутствии атмосферы или малой ее плотности (а также при
малой скорости полета) управление полетом осуществляется изменением силы тяги двигателя (двигателей). Применяемые при этом
схемы рулевого управления весьма разнообразны.
Рассмотрим кратко наиболее типичную из них. В такой схеме модуль W требуемого ускорения создается одним двигателем, жестко
связанным с летательным аппаратом и называемым главным или
маршевым двигателем. Придание вектору W требуемого направления осуществляется путем соответствующей ориентации корпуса
аппарата. При управлении баллистическими ракетами дальнего
действия и ракетами-носителями космических аппаратов маршевый двигатель обычно работает в течение нескольких минут непрерывно, а затем выключается и сбрасывается (полярное управление).
При этом в течение работы двигателя управление ориентацией
может осуществляться с помощью газовых рулей. Эти рули изготавливаются из жаропрочных материалов и устанавливаются в струе
газов, вытекающих из сопла маршевого двигателя (рис. 3.16). При
повороте руля на некоторый угол δ, газовая струя создает газодинамическую силу Yр, поворачивающую корпус ракеты вокруг ее
Руль поворота
центра масс. Кроме того, может
поворачиваться камера сгорания
и сопло реактивного двигателя.
Пример расположения газовых
рулей показан на рис. 3.17.
Руль высоты
В качестве рулей также могут использоваться рулевые или
Рис. 3.17. Расположение
корректирующие
двигатели
газовых рулей
(рис. 3.18, 3.19).
57
Y
X
T
Y
X
Pz
L
Z
Рис. 3.18. Расположение взаимно
перпендикулярно ориентированных
корректирующих двигателей
(декартово управление)
Z
Рис. 3.19. Расположение
специальных микродвигателей
Для изменения ориентации микродвигатели создают силу P,
линия действия которой не проходит через центр масс. С ее помощью момент силы вращения М разворачивает аппарат, L – плечо
(рис. 3.19).
При управлении космическими аппаратами с целью экономии
топлива управление полетом осуществляется обычно путем всего
нескольких сравнительно кратковременных включений маршевого
двигателя. При этом для упрощения двигателя величина его силы
тяги обычно не имеет плавной регулировки, т. е. двигатель может
работать только в режиме «включено—выключено». В этом случае
управление полетом осуществляется не путем регулирования величины ускорения W, а путем включения и выключения двигателя
в соответствующие моменты времени, например, в следующей последовательности.
На основании данных информационно-измерительного устройства системы управления ЛА управляющее устройство определяет
требуемое изменение ∆Vтр вектора скорости трогания аппарата. Затем корпус аппарата поворачивается вокруг центра масс таким образом, чтобы после включения маршевого двигателя сила его тяги
T совпадала по направлению с вектором ∆Vтр. Затем включается
маршевый двигатель, создающий постоянное ускорение W, и происходит изменение вектора скорости аппарата по закону ∆V=W⋅ t.
Когда это изменение достигает требуемой величины ∆Vтр маршевый
двигатель выключается. Поскольку развороты корпуса происходят
при выключенном маршевом двигателе, они осуществляются с помощью дополнительных малогабаритных двигателей, называемых
58
двигателями ориентации. В качестве таких двигателей применяются малогабаритные реактивные двигатели, вектор тяги которых не
проходит через центр масс аппарата (рис. 3.18), или маховики (вращающиеся массы).
3.3. Передаточная функция летательного аппарата
Для описания динамических свойств ЛА с помощью аппарата
передаточных функций, как это делается в теории автоматического
управления, необходимо применить метод «замораживания» параметров, т. е. описывать движение на сравнительно коротких участках траектории, где коэффициенты дифференциальных уравнений
можно считать постоянными. В окончательных выражениях для
передаточных функций, полученных из этих уравнений, коэффициенты принимаются медленно меняющимися.
При стабилизации по крену движения ЛА в вертикальной и горизонтальной плоскостях можно считать независимыми и описывать их с помощью двух независимых систем линейных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами.
Структурная схема ЛА в приближении, справедливом для небольших участков траектории может быть представлена тремя последовательными звеньями (рис. 3.20), образующими звено, на вход
которого поступает угол отклонения руля, а на выходе образуется
приращение координаты центра масс, как это подробно рассмотрено в [6]. Значок ⊥ в индексе означает поперечное ускорение.
1. Первое звено – звено ориентации. Получим его передаточную
функцию. Воспользуемся формулами, описывающими законы движения в вертикальной плоскости, которые служат основанием для
математической записи дифференциальных уравнений в операторной форме:
mV θ=′ T + R0 cyα ( M )  α, =
Jx υ′′ M0 mxδ δθ − mxυ′ υ′ − mxα α  , (3.5)




Звено
ориентации
δ υ,ψ
Wδυ,ψ ( p )
Динамическое
звено
υ ,ψ
Wυ⊥ω
,ψ ( p )
Кинематическое
звено
ω ┴
X,Y
W⊥ω
( p)
X,Y
ЛА
Рис. 3.20. Структурная схема летательного аппарата
59
где υ=α+θ; M0=0,5ρV2Sкрlк (lк – характерный линейный размер ракеты, Sкр –эффективная отражающая поверхность крылатой ракеты); Jx – главный момент инерции ЛА относительно оси симметрии x; 1/T0=ω0 – собственная частота колебаний ракеты; M – число Маха; R0 – аэродинамическая сила; cy, mx – аэродинамические
коэффициенты (определяется соответственно по осям y и x по экспериментальным данным ракеты).
Число Маха (M) представляет собой отношение скорости течения газового потока в данной точке к местной скорости распространения звука в движущейся среде. Названо число по имени австрийского ученого Эрнста Маха. Для аэродинамических ракет скорость
полета измеряется числом Маха M = V/a (a – скорость звука). В соотношениях (3.5) отброшен член, зависящий от веса, так как
при горизонтальном полете вес компенсируется некоторым постоянным углом атаки.
На основании (3.5) запишем передаточную функцию угла тангажа звена «ракета» по углу отклонения руля высоты (звено ориентации)
Wδυ ( p ) = K ð
(
Tâ p + 1
2 2
p T p + 2Tξp + 1
,
(3.6)
)
где нижний индекс в обозначении передаточной функции обозначает входную переменную, а верхний – выходную.
Параметры функции передачи выражаются через силы и моменты движения ЛА:
Tâ =
mV
T + R0 cyα
(M)
, Kâ =
1
1 + Tâ mxα mxδ
T  M0 υ′ 1 
Tâ Kâ
mx +  . T2 = =
, ξ

M0 δ
Tâ 
2  Jx
mx
Jx
,
(3.7)
Здесь Kв – коэффициент передачи угла тангажа по углу отклонения руля, Tв – постоянная времени ЛА.
В формулах (3.5)–(3.7): α – угол атаки, υ – угол тангажа (угол
между строительной осью и плоскостью горизонта), θ – угол наклона траектории, Ψ – путевой (курсовой) угол, β – угол скольжения,
ψ – угол рыскания. ψ≈Ψ+β. Ψ и θ – углы, которые определяют по60
ложение вектора скорости в отсчетной системе координат (см. материал лекции 2).
Относительный коэффициент демпфирования определяет величину перерегулирования на переходной характеристике при скачкообразном отклонении руля. Обычно не удается получить постоянства коэффициентов передаточной функции только компоновкой
корпуса ЛА, так как из (3.7) следует, что они определяются зависящим от высоты скоростным напором и меняющейся в полете изза выгорания топлива массой аппарата. На небольших участках
траектории изменения коэффициентов малы и ими пренебрегают –
«замораживают» параметры. В ряде случаев приходится мириться
со статической неустойчивостью ЛА. В этом случае управления возможно только при условии соответствующей коррекции передаточной функции за счет охвата звена ориентации ракеты цепью обратной связи с необходимыми параметрами.
Физической реализацией корректирующей цепи может служить
устройство, измеряющее выходную переменную – угол ориентации
υ, воздействующее на входную величину – угол отклонения руля δ и
имеющее требуемую для коррекции передаточную функцию.
2. С учетом того, что Vθ′ = ω, где ω – ускорение, из уравнения движения в вертикальной плоскости (3.5) можно получить передаточную функцию динамического звена ракеты, связывающую угол
ориентации ракеты с поперечным ускорением, в виде
Wυω ( p ) =
Vp
.
Tâ p + 1
(3.8)
Выражение получено для вертикальной плоскости, аналогичным будет выражение Wψω для горизонтальной (при cosθ ≈ 1) плоскости.
Для получения текущих координат ЛА на траектории необходимо дополнить уравнение динамики (3.5) кинематическими соотношениями, которые приближенно справедливы для малых углов
наклона траектории, атаки и скольжения:
d2Y dt2 =ωy =ω⊥ y cos θ, d2 X dt2 =ωx =ω⊥ x cos ψ. (3.9)
Здесь ω⊥y и ω⊥x – поперечные ускорения в двух плоскостях.
Нелинейность кинематических соотношений требует для построения передаточных функций применить метод возмущений, который сводится к представлению независимых переменных в форме:
θ ≅ θ0 + ∆θ; ψ ≅ ψ0 + ∆ψ; υ ≅ υ0 + ∆υ и т. д.,
61
причем θ0, ψ0, υ0 считаются постоянными, а их малые приращения – переменными. Величины с индексом «0» называются «замороженными» и в окончательных выражениях полагаются медленно
меняющимися параметрами.
3. Звено, которое связывает линейные перемещения центра масс
в отсчетной системе координат с нормальным к траектории ускорением и которое не реализуется никакими конструкциями, а выражает существующие в природе связи между перемещением и ускорением, называется «кинематическим» (третий блок на рис. 3.20).
Передаточная функция кинематического звена для вертикальной
плоскости получается операторным представлением двойного интеграла
Y (=
t)
t
∫∫0 ωY ( t′) dt′dt, (3.10)
где ωY(t) – вертикальная составляющая ускорения в отсчетной системе координат, откуда при «замораживании» угла θ(t), т. е. при
θ(t) = θ0, передаточная функция принимает вид
WωY ( p ) =
cos θ0
p2
. (3.11)
Аналогично в горизонтальной плоскости
WωX ( p ) =
cos ψ0
p2
.
(3.12)
Таким образом, структурная схема состоит из трех последовательных звеньев (рис. 3.20). Передаточная функция ЛА получается
в результате перемножения передаточных функций рассмотренных
звеньев.
Контрольные вопросы
1. Составляющие вектора скорости и основные углы, отрабатываемые при управлении полетом.
2. Соотношения между углами скорости ЛА в системе координат, совмещенной со снарядом.
3. Составляющие результирующей силы, управляющей движением ЛА.
4. Параметры оценки маневренности ЛА.
5. Рулевые органы ракет ближнего и дальнего действия.
62
6. Отличия декартова и полярного рулевого управления. Органы
управления их реализующие.
7. Виды полярного управления.
8. Схемы симметричного и несимметричного декартова рулевого
управления.
9. Рулевые органы при комбинированном управлении, их функции.
10. Управляющие элементы крестокрылого и плоскокрылого
снаряда.
11. Осуществление разворота ЛА. Схемы управления разворотом
плоскокрылых и крестокрылых снарядов.
12. Управление с помощью газовых рулей и маршевого двигателя.
13. Структурная схема ЛА. Основные звенья.
14. Передаточные функции звеньев ЛА.
15. Звено ориентации. Формулы, описывающие законы движения в вертикальной плоскости. Силы и моменты движения ЛА.
16. Передаточная функция динамического звена ракеты.
17. Кинематическое звено. Учет кинематических соотношений.
63
ЛЕКЦИЯ 4
3.4. Стабилизация ЛА на траектории
Процессом управления ЛА называется удерживание его центра
массы на заданной или вырабатываемой в процессе управления траектории. Как правило, процессу управления предшествует процесс
стабилизации ЛА. Процессом стабилизации называется сохранение определенного углового положения ЛА относительно траектории полета. Устройство, стабилизирующее угловое положение ЛА,
называется автопилотом. На рис. 3.21 представлены структурные схемы стабилизации и управления ЛА [7]. В отсутствие крена
сильно оперенный ЛА может совершать прямолинейный полет без
автопилота (рис. 3.21,а), однако движение такого ЛА сильно зависит от внешних условий, и управление им затруднено. В сочетании
с автопилотом (рис. 3.21,б) ЛА может совершать устойчивый полет
в заданном направлении или выполнять отдельные маневры (разворот, снижение, набор высоты и т. п.). Схема управления ЛА, представленная на рис. 3.21,в, предусматривает возможность изменения
текущих координат ЛА по командам, вырабатываемым на пункте
управления.
Остановимся на стабилизации ориентацией подробнее. Влияние
случайных воздействий на корпус ЛА приводит к изменению его
ориентации в пространстве, что изменяет величину и направление
аэродинамической силы R и искривляет траекторию. Поэтому движение ЛА в атмосфере осуществляется путем воздействия на рули
через систему стабилизации – ориентации (автопилот). Автопилоа)
δ
ЛА
ЛА
Автопилот
ϕЛА
б)
δ
ϕЛА в) δ
ЛА
Автопилот
∆ϕ
Пункт
управления
ϕцели
Рис. 3.21. Упрощенные схемы стабилизации и управления ЛА
64
ϕЛА
Крен γ
Тангаж υ
Рыскание ψ
Автопилот
δγ
δυ
δψ
Рис. 3.22. Управляющие сигналы автопилота
том называют бортовое устройство, предназначенное для отклонения рулей управления. При помощи автопилота может выдерживаться полет на заданной высоте и заданном курсе, обеспечиваться
заданная ориентация и могут выполняться маневры в соответствии
с заранее заложенной программой. Автопилот состоит из чувствительных элементов (датчиков), разностного звена и исполнительного устройства (силового привода).
Поскольку ориентация ЛА определяется значением трех углов
поворота (рис. 3.22) связанной системы координат относительно отсчетной, то автопилот (АП) должен представлять собой устройство
с тремя входами и тремя выходами. Однако, из теории полета известно, если угол крена γ = 0, то взаимной связи между углами поворота по тангажу υ и рысканию ψ – нет. Это позволяет строить замкнутый контур автоматической стабилизации каждого из углов отдельно, путем раздельного измерения углового отклонения по каждой координате и воздействия полученным сигналом ошибки на
соответствующий руль, т. е. АП распадается на отдельные устройства стабилизации. Сигналом рассогласования для каждого контура стабилизации является измеренный угол или угловая скорость.
На рис. 3.23 приведена структурная схема АП по одной угловой
координате, которая содержит динамические звенья, отображаюУгол поворота
руля
δ
Рулевой
тракт
Помеха (∆γ, ∆ υ, ∆ψ)
Корпус
Корпус
ракеты
ракеты
u
υ(ψ, γ)
Чувствительный
элемент
Рис. 3.23. Структурная схема АП по одной угловой координате
65
щие корпус ракеты, чувствительный элемент для измерения отклонений и рулевой тракт [6, 14].
Влияние случайных возмущений на схему стабилизации (случайные воздействия на корпус, флюктуации тяги, вибрации деталей, люфты механизмов, шумы усилителей и др.) представлено на
рисунке подключением источника аддитивной помехи (шумообразного изменения угла).
Рассмотрим каждое звено в отдельности.
1. Звено «корпус ракеты» описывается передаточной функцией
угла тангажа по углу отклонения руля высоты (звено ориентации)
Wδϑ ( p ) = KÂ
(
TÂ p + 1
2 2
p T p +2Tξp + 1
)
(3.13)
или такой же передаточной функцией для осесимметричных ракет
по рысканию Wδψ ( p ). TВ – постоянная времени руля высоты. Вид
передаточной функции по крену Wδγ ( p ) несколько отличается от
приведенных передаточных функций, однако звено стабилизации
по крену чаще не входит в контур радиоуправления ЛА, поэтому
мы его рассматривать не будем.
В формуле (3.13) параметры функции передачи выражаются через силы и моменты, действующие на ракету в полете, KВ – коэффициент передачи угла тангажа по углу отклонения руля высоты.
Величина постоянной времени T обратно пропорциональна соб-
δ
u
uос
–
Усилитель
Рулевая
машина
Редуктор
δ
Жесткая
обратная
связь
Гибкая
обратная
связь
•
δ
Рис. 3.24. Структурная схема рулевого тракта
66
ственной частоте колебаний ракеты ω0. ξ – относительный коэффициент демпфирования определяет величину перерегулирования на
переходной характеристике при скачкообразном отклонении руля.
2. Рулевой тракт представляет собой силовой следящий привод
с обратной связью, управляющий рулевыми машинами, которые
отрабатывают измеренный угол поворота корпуса ракеты, воздействуя на соответствующие элементы рулевого устройства (для крылатых ракет – поворотные поверхности аэродинамических рулей,
для баллистических ракет – газовые рули или двигатели ориентации).
Для поворота рулевых плоскостей ЛА используются электрические, гидравлические и пневматические рулевые машины.
Рулевые машины приводятся в движение выходным напряжением усилителя сигнала рассогласования, т. е. разностью между
входным напряжением и напряжением обратной связи (ОС). Для
усиления низкочастотного сигнала ошибки используются магнитные или полупроводниковые усилители, обеспечивающие требуемую выходную мощность.
Угол поворота руля δ измеряется потенциометричеким датчиком, напряжение которого используется для жесткой ОС. Корпус
датчика крепится неподвижно относительно корпуса ракеты, а движок жестко связывается с валом руля. При повороте руля движок
поворачивается, и снимаемое напряжение оказывается пропорциональным углу поворота.
Скорость измерения угла поворота руля измеряется тахогенератором, т. е. генератором переменного или постоянного тока, вырабатывающим напряжение, пропорциональное скорости вращения
ротора. Корпус генератора неподвижен, а вал ротора связывается
с помощью зубчатой передачи с валом руля. Сигнал тахогенератора
используется для демпфирования привода (гибкая ОС).
Передаточную функцию прямой цепи рулевого тракта, состоящей из электрической рулевой машины, нагруженной рулем, и усилителя, можно записать
=
WÐÌ ( p ) KÐÌ / (TÐÌ p + 1) p,
(3.14)
где TРМ – постоянная времени рулевой машины, а KРМ – коэффициент передачи, имеющий размерность град/ B⋅с из-за наличия интегральной связи между входным напряжением и выходным углом
поворота.
Введение ОС по углу и скорости изменения угла дает нам передаточную функцию цепи ОС в виде:
67
WÎÑ ( p ) =KÆÑ + pKÃÑ =KÆÑ (1 + Qp ),
(3.15)
где K=
KÃÑ uÎÑ / δ′; uОС – напряжение обратной свяÆÑ uÎÑ / δ и =
зи на входе усилителя; Q =KÃÑ / KÆÑ =δ / δ′ - добротность привода
управления рулем.
Передаточная функция замкнутого контура рулевого тракта
оказывается равной
Huδ ( p ) =
2 2
TÐÒ
p
KÐÒ
,
− 2ξÐÒTÐÒ p + 1 (3.16)
где
1 + KÆÑ KÐÌ Q
–
KÐÒ = 1/ KÆÑ ; TÐÒ = TÐÌ / ( KÆÑ KÐÌ ); ξÐÒ =
2 TÐÌ KÐÌ KÆÑ
соответственно коэффициент усиления рулевого тракта , постоянная времени и коэффициент затухания.
Коэффициент затухания является функцией добротности привода, которая может быть изменена подбором масштаба напряжений
гибкой и жесткой ОС, существенно влияя на характер переходного
процесса.
3. Чувствительными элементами для измерения углового отклонения от начальной ориентации ЛА являются гироскопические
датчики углов. Каждый такой датчик представляет собой свободный гироскоп, т. е. гироскоп с тремя степенями свободы (прочесть
устройство гироскопов самостоятельно, например в [6, с. 278]).
Измерение углов с помощью свободных гироскопов производится практически безынерционно, т. е. передаточная функция датчика имеет вид
Wυu ( p ) = Kυ ,
(3.17)
Здесь Kυ (или Kψ, Kγ ) – отношение напряжения на движке потенциометра гироскопа к соответствующему углу поворота υ (ψ, γ).
4. Чувствительным элементом для измерения угловой скорости
поворота ЛА является дифференцирующий гироскоп (гиротахометр
(ГТ)). Это устойчивое колебательное звено
Wυu′ ( p ) =
68
2 2
TÃÒ
p
Kυ′
.
+ 2ξÃÒTÃÒ p + 1 (3.18)
Если угловая скорость ракеты невелика по сравнению с собственной частотой гиротахометра (υ′ ≈ ψ′ << 1/TГТ), то он может быть
представлен дифференцирующим звеном с передаточной функцией
Wυu′ ( p ) ≈ Kυ′ p.
(3.19)
При использовании обоих чувствительных элементов передаточная функция цепи обратной связи контура стабилизации (автопилота), образуемая потенциометрами свободного гироскопа – датчика угла и гиротахометра угловой скорости, является суммой передаточных функций (3.17) и (3.18), взятой с соответствующим масштабным множителем Q.
QKυ p
Wυ∑ ( =
p ) Kυ + 2 2
.
TÃÒ p + 2ξÃÒTÃÒ p + 1 (3.20)
Изменяя масштабный множитель , определяющий добротность
привода, можно менять ЛАХ цепи ОС, охватывающей звено ориентации ракеты, т. е. ЛАХ АП, добиваясь необходимого качества
переходного процесса, а в стационарном режиме – точности стабилизации.
Составляя по полученным выражениям передаточную функцию
замкнутой системы автоматического регулирования углового положения, можно определить запас устойчивости, найти коэффициенты динамических ошибок и вычислить случайные ошибки стабилизации.
Передаточная функция контура стабилизации угла по отклонению руля в соответствии со схемой на рис. 3.23 имеет вид
Hδυ ( p ) =
Wδυ ( p )
1 + Wυ ∑ ( p ) Huδ ( p ) Wδυ ( p )
u
,
(3.21)
где передаточные функции определены формулами, выведенными
выше.
Функция передачи разомкнутого контура стабилизации имеет
вид
u
δ
υ
Wδυ ( p ) W
=
=
υ ( p ) Hu ( p ) Wδ ( p )
KM ( p )
pN ( p )
,
(3.22)
где M(p) и N(p) – полиномы, причем степень полинома N(p) в знаменателе выше, чем степень полинома M(p) при наличии в составе АП
свободного гироскопа, следовательно, контур стабилизации харак69
теризуется астатизмом 1-го порядка и динамическая ошибка при
прямолинейном полете отсутствует.
3.5. Автопилот в системе управления летательным аппаратом
Идея и схема автопилота были предложены К. Э. Циолковским
в 1898 году. Впервые полет самолета, автоматически управляемый
автопилотом фирмы Сперри (США), был продемонстрирован на Всемирной выставке в Париже в 1914 году. Отечественный автопилот
с пневматической исполнительной системой (АВП-1) был создан
в 1932. Первоначально автопилот предназначался только для стабилизации угловых движений летательного аппарата (движения
относительно центра масс), как в нашем случае стабилизации ракеты (подраздел 3.4), что давало возможность выдерживать заданный
режим полета самолета без участия летчика.
Усовершенствование автопилота позволило создать автоматизированную систему, которая производит управление летательным
аппаратом не только относительно его центра масс, но также и его
центром масс. Это дало возможность автоматизировать все режимы
полета летательного аппарата от взлета до посадки. Такие автопилоты автоматически управляют и рулями летательного аппарата,
и его двигателями. Они делают возможными полеты различных
классов беспилотных летательных аппаратов (ракеты, самолетыснаряды, искусственные спутники Земли и т. д.) [8]. Забегая вперед, введем понятие автономного управления. Деление систем управления на автономные и неавтономные возможно по двум признакам – аппаратурному и информационному. При
делении по аппаратурному признаку автономными считаются
такие системы, в которых вся аппаратура, предназначенная для
управления полетом летательного аппарата, расположена на борту
этого аппарата. При делении по информационному признаку к автономным относятся такие системы, в которых после пуска (старта) летательного аппарата никакая дополнительная информация о
положении или параметрах движения цели (пункта назначения) и
командного пункта (КП) не учитывается при образовании команд
управления. Автономное управление вследствие его информационной автономности непригодно для наведения на цели, расположение или
параметры движения которых недостаточно точно известны до
пуска аппарата или могут после пуска существенно измениться.
Например, автономное управление не может обеспечить наведение
снаряда на самолет противника, но пригодно для наведения бал70
листической ракеты на наземную цель, геоцентрические координаты которой до пуска снаряда известны.
Автономное управление может быть программным или самонастраивающимся. При программном управлении летательный
аппарат должен двигаться по программной (номинальной) траектории, т. е. траектории, выбранной до пуска аппарата и зафиксированной соответствующим программным механизмом, установленным на его борту. При этом задача управления сводится
к измерению отклонений аппарата от номинальной траектории и
ликвидации этих отклонений. Однако программное управление
в общем случае не является оптимальным. Типичная функциональная схема системы автономного программного управления
изображена на рис. 3.25 [1] . Автопилот, состоящий из усилителя-преобразователя УП, исполнительного механизма (рулевых машин) ИМ и датчиков обратных связей Д1 и Д2, вырабатывает требуемые отклонения δ рулевых
органов на основе поступающих на входы усилителя-преобразователя данных. Здесь u1 – совокупность данных, поступающих от программного механизма и задающих требуемый закон движения аппарата.
u2 — совокупность данных, определяющих фактический закон
движения центра масс (координаты, скорость, ускорение) аппарата.
Устройство, вырабатывающее эти данные, называется координатором. В ряде случаев в усилитель – преобразователь вводятся также
данные о текущем времени, скоростном напоре и др. В усилителепреобразователе входные данные усиливаются и преобразуются
Автопилот
Программный
механизм
u1
uк
УП
δ
u4
Координатор
u2
ИМ
Корпус
летательного
аппарата
Д2
u3
Д1
Рис. 3.25. Автономная система управления
71
в команды управления таким образом, чтобы обеспечить достаточный запас устойчивости и высокое качество регулирования. Закон
преобразования данных может быть достаточно сложным и требовать применения в блоке УП электронной вычислительной машины.
Уберите из системы координатор и программный механизм и автопилот ни на что не способен. Таким образом, с точки зрения теории радиоуправления часто автономный закон управления подменяют понятием автопилот.
Автопилот на самолете состоит из ряда подобных по принципу
действия автоматов (курса, продольно-поперечных кренов, скорости, высоты и др.), совместная работа которых управляет полетом и
стабилизует его (рис. 3.26).
Основные чувствительные элементы
Курсовая
система
Скоростные
гироскопы
Угловые
скорости
Гировертикаль
Поперечный
крен
Курс
Продольный
крен
Преобразователь
Астрокомпас
Авиадвигатель
Измеритель
скорости
Рулевая
машинка
Измеритель
высоты
Усилитель
Рулевая
машинка
Рулевая
машинка
Рулевая
машинка
Прицел
Радиосистема
посадки
Навигационный
автомат
Вспомогательные
чувствительные элементы
Рулевая
машинка
К рулю
высоты
К рулю
направления
К элеронам
Авиадвигатель
Счетно-решающее
устройство
Пульт
управления
Задатчик
режимов
Рис. 3.26. Структурная схема автопилота самолета
72
Чувствительные элемент каждого автомата измеряет один, определенный для него параметр режима полета (например, или высоту,
или курс), называется параметром регулирования, и вырабатывает
сигнал, пропорциональный текущему значению параметра. Задатчик режимов полета вырабатывает сигналы, каждый из которых
соответствует требуемому значению определенного параметра регулирования. Эти сигналы сравниваются в вычислительном устройстве. Их разность (рассогласование) после усиления поступает на
рулевую машинку автопилота, отклоняющую соответствующий
руль самолета или орган управления двигателем. Так происходит
изменение режима полета.
Когда этот режим достигает заданного, сигнал рассогласования
исчезает, рулевая машинка прекращает движение и наступает положение равновесия. Устойчивость систем автоматического управления летательными аппаратами достигается как регулированием
по производным от регулируемых параметров, так и отрицательной
обратной связью соответствующих видов. Кроме автоматов, как
уже говорилось, в автопилот входят системы управления и регулировки.
Необходимую для работы автопилота энергию в виде электроэнергии или воздуха и масла под давлением доставляет двигатель
самолета. 3.6. Управление движением ЛА в отсутствие автопилота
В отсутствие автопилота (АП) движение описывается системой
нелинейных дифференциальных уравнений, которые в векторной
(сокращенной) форме имеют вид [2]
dK
 dV
V ]} R=
M,
m
+ [ ω⋅
=
,
dt
dt

(3.23)
где V(x,y,z) – вектор скорости движения центра масс; R(x,y,z) – вектор внешних сил; M(x,y,z) – главный момент внешних сил; K(x,y,z) –
кинематический момент системы; ω – вектор угловой скорости ЛА.
Решение системы уравнений (3.15) для нахождения зависимостей выходных координат h, z, θ, Φ, υ, ψ, γ, L (см. рис. 1.18 и 1.20 лекции 2) от отклонений рулевых органов связано со значительными
трудностями. Однако сложное движение ЛА можно представить
в виде ряда простых: плоского продольного движения (полет на заданной высоте, набор высоты, снижение), бокового движения (чистое рыскание, плоский и координированный развороты), что зна73
чительно упрощает математическое описание движения и процесса
управления.
1. Уравнения движения ЛА в связанной системе координат
(рис. 1.19) при плоском продольном движении в отсутствие возмущающих сил имеют вид (формулы (3.24))
dV

= T cos α à − X − G sin θ, 
dt

dθ
mV = T sin α à + Y − G cos θ,

dt

2
d υ

= Mz ,
Jz
(3.24)

2
dt


d2 δ â

= Mâ ,
JÂ

dt2

υ = θ + αà ,


где Jz, Mz – момент инерции и момент сил сопротивления ЛА; Jв,
Mв – момент инерции и момент сил сопротивления руля высоты, T –
сила тяги двигателей.
Из этих соотношений можно, опуская промежуточные выкладки [1], выразить функциональной зависимостью связь между углом
тангажа и отклонением руля высоты (3.25), (3.26)
∆υ ( p )
δâ ( p )
=
(
−kâ (Tθ p + 1)
Tθ p Tα2 p2 + 2ξTαà p + 1
,
)
(3.25)
.
(3.26)
à
где kв – безразмерный коэффициент передачи руля высоты; Tθ – постоянная времени обратная скорости нарастания наклона траектории; Tαà – постоянная времени установления угла атаки; ξ – коэффициент демпфирования.
Функциональная связь между углом наклона траектории Δθ и
отклонением руля высоты δв записывается в виде
∆θ ( p )
δâ
=
Tθ p
(
−kâ
Tα2 p2
à
+ 2ξTαà p + 1
)
Здесь ∆θ = ∆υ − ∆α à – угол наклона траектории.
Выражения (3.25) и (3.26), а также зависимость приращения высоты ∆h = V ∆p p от угла наклона траектории ∆θ, отображающая
74
1
TΤ p
∆ αа
δв
(
Tα2 p2
à
−kÂ
–∆ αа
–1
)
+ 2ξTαà p+ 1
∆υ
1
TΤ p
TΤ p + 1
∆θ
V
p
∆h
∆ υ
Рис. 3.27. Структурная схема ЛА при управлении рулем высоты
(продольное движение)
движение ЛА относительно земной поверхности, представлены на
рис. 3.27 в виде функционально-структурной схемы.
В соответствии с функциями передачи данная структурная схема содержит колебательное звено и два идеальных интегратора.
Управление высотой полета по данной схеме при пропорциональном
отклонении рулей высоты δв = k∆h является неустойчивым, так как
в контур управления входят два идеальных интегратора.
Устойчивость может быть достигнута, если в закон управления
рулями ввести производную от высоты или фазовое опережение,
т. е. =
δâ k (Tp + 1), или, охватив жесткой обратной связью один из
интеграторов, понизить порядок астатизма контура управления.
2. В случае плоского бокового движения функции передачи, описывающие связь курсового ψ и путевого Φ углов с отклонениями
руля направления δн, имеют вид аналогичный уже приведенным
выражениям,
∆ψ ( p )
δí ( p )
∆Φ ( p )
δí ( p )
=
=
(
−kí Tψ p + 1
Tψ p
(
Tψ p
(
Tβ2 p2
c
)
+ 2ξTβc p + 1
)
,
(3.27)
,
(3.28)
−kí
Tβ2 p2
c
+ 2ξTβc p + 1
)
75
1
TΦ p
∆βс
δн
(
−kí
Tβ2 p2
ñ
)
+ 2ξTβñ p + 1
– ∆ βс
–1
1
TΦ p
TΦ p + 1
∆Φ
∆ψ
V
p
∆Z

∆ψ
Рис. 3.28. Структурная схема ЛА при управлении рулем направления
(боковое движение)
где Tψ – постоянная времени обратная скорости нарастания курсового угла, а Tβñ – постоянная времени установления угла скольжения.
Учитывая зависимость бокового отклонения ΔZ от путевого угла
в виде ∆Z= V ∆Φ p, построим структурную схему ЛА, отображающую его движение в горизонтальной плоскости (рис. 3.28).
Так же как и в предыдущем случае, схема содержит два интегратора и колебательное звено. Управление боковым движением при
пропорциональном отклонении руля направления от бокового отклонения δн = k∆Z связано с теми же трудностями, что и управление
по высоте.
В отсутствие автопилота, нейтрализующего, как правило, действие одного из интеграторов или придающего устойчивость ЛА
другими способами, управление по данной схеме может осуществлять лишь опытный оператор (пилот), учитывающий производную
от бокового отклонения и действующий в соответствии с законом
δ=
í k (Tp + 1) ∆Z. Наряду с функциями передачи ЛА по угловым координатам (3.17) – (3.20) можно составить функции передачи и по
линейным координатам.
На рис. 3.29 приведена структурная схема ЛА, учитывающая
поперечное ускорение ωп или перегрузку.
Пунктиром показана структура по угловым координатам. При
управлении ЛА в декартовой системе координат, схема, учитывающая перегрузки, более выгодна. Измерение последних осуществляется датчиками перегрузок, Управление ЛА при этом может про76
δ
W (p)
αа
ββcс
ωп
1Δ
V
TV
∆h
p2
∆θ
kk
p
∆Φ
∆Z
V
p
∆h
∆Z
Рис. 3.29. Структурная схема движения ЛА с учетом перегрузок
изводиться путем задания необходимой перегрузки, а не угловой
координаты.
Движение ЛА вокруг продольной оси X, т. е. движения крена
для разных аэродинамических схем, отличаются друг от друга.
Для ЛА с аэродинамической симметрией (крестокрылый снаряд),
у которого площадь крыльев мала, движение крена можно считать
независимым от продольного и бокового движения. В этом случае
зависимость крена от поворота элеронов характеризуется функцией
передачи
∆γ ( p )
δý ( p )
=
(
−kγ
p Tγ p + 1
)
,
(3.29)
где Tγ – постоянная времени ЛА при повороте его вокруг продольной
оси.
Движения крена у таких снарядов приводит к перекрестным
связям между каналами продольного и бокового управления, а увеличение крена до 90о нарушает правильное управление, так как
руль направления начинает выполнять функции руля высоты и
наоборот. В связи с этим все снаряды снабжаются жесткими стабилизаторами крена или устройствами, сохраняющими правильное
управление в вертикальной и горизонтальной плоскостях.
ЛА с аэродинамической несимметрией (плоскостная, самолетная схема) обладают способностью восстанавливать свое горизонтальное положение за счет момента, возникающего при скольжении, которое сопутствует крену. В этом случае зависимость крена
∆γ от δэ может носить или апериодический, или затухающий коле77
бательный характер. Для обеспечения правильного координированного разворота (боковое движение без скольжения) в таких ЛА
также применяются стабилизаторы крена. Они согласуют повороты
элеронов и руля направления.
Контрольные вопросы
1. Понятие процесса стабилизации управляемого объекта.
2. Входные сигналы и выходные воздействия автопилота (АП).
3. Коэффициенты, входящие в передаточную функцию звена
«корпус ракеты».
4. Каковы особенности реализации жесткой обратной связи, гибкой обратной связи звена «рулевой тракт»?
5. Передаточные функции чувствительных элементов АП.
6. Этапы усовершенствования АП (рис. 3.26).
7. Действия АП в составе автономной системы управления
8. Параметры дифференциальных уравнений перемещения ЛА
без АП при плоском продольном движении.
9. Параметры дифференциальных уравнений перемещения ЛА
без АП при плоском боковом движении.
78
ЛЕКЦИЯ 5
4. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ. ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА
4.1. Этапы наведения управляемого снаряда на цель
В общем случае в процессе наведения следует различать четыре
этапа:
1. Выведение снаряда на траекторию наведения.
2. Сближение снаряда с целью.
3. Преследование цели.
4. Движение снаряда после прекращения работы системы управления.
Третий этап наведения имеет смысл рассматривать как самостоятельный только при использовании комбинированного управления.
Задача наведения управляемого снаряда на цель состоит в определенной организации движения снаряда для достижения наибольшей вероятности поражения цели.
Первым приближением при рассмотрении такой задачи является кинематическое исследование. Снаряд и цель, а в общем случае
и пункт управления при кинематическом исследовании представляются в виде геометрических точек, в качестве которых обычно
выбирают их центры масс. Наведение заканчивается или выводом
управляемого снаряда на такое расстояние до цели, при котором
обеспечивается срабатывание дистанционного взрывателя и поражение цели, или прямое попадание в цель.
Второй вид исследования – управление ориентацией ЛА вокруг
центра масс.
Рассмотрение вопроса о характеристиках реальной траектории
полета снаряда (ЛА) является задачей динамического исследования.
Оно позволяет найти закон управления рулевыми органами (сигнал
управления).
Траектории движения снаряда на первом этапе наведения (выведение снаряда на траекторию наведения) весьма разнообразны.
Необходимая форма траектории на этом этапе определяется [4,19]:
– начальными условиями пуска снаряда;
– способом старта (старт с «нулевым» разбегом, старт с направляющих, катапультирование, старт с применением стартовых двигателей, с использованием силы тяжести);
– местом старта (земля, корабль, самолет);
79
– способом управления на втором этапе наведения (сближение
снаряда с целью);
– характеристиками снаряда на этапе его разгона;
– условиями тактической обстановки.
В результате первого этапа наведения может возникнуть начальная ошибка прицеливания. Начальная ошибка прицеливания
представляет собой различие в параметрах конечного участка траектории первого этапа наведения и начального участка траектории
второго этапа.
Движение на втором (сближение снаряда с целью) и третьем
(преследование цели) этапах наведения определяется методом наведения.
Четвертый этап (движение снаряда после прекращения работы
системы управления) соответствует движению снаряда на участке так называемой мертвой зоны, в пределах которой аппаратура
управления не работает.
Нас будут интересовать траектории полета, соответствующие
второму и третьему этапам наведения.
Управление ЛА определяется алгоритмом, который может быть
задан функциональной зависимостью команды управления uк от
величин, характеризующих координаты цели, снаряда и пункта
управления
uê ( t ) = f ( g ö ( t ), g ñí ( t ), g ÏÓ ( t ) ).
(4.1)
Вид функции f ( g ö ( t ), g ñí ( t ), g ÏÓ ( t ) ) определяется на основе
имеющейся априорной информации, например, характеристик
цели, дальности действия, характеристик боевой части управляемого снаряда и т. п.
Кинематические, динамические (учитывающие ограниченную
маневренность снаряда и инерционность системы управления) и
фактические траектории (учитывающие случайные возмущения и
помехи) – это кривые в трехмерном пространстве.
И так, фактическая траектория – это реальная траектория, которая получается с учетом влияния на летательный аппарат и его
систему управления различного рода случайных возмущений: порывы ветра, неравномерность тяги двигателей, люфты органов
управления, организованные помеховые воздействия и т. д. Ясно,
что все три типа траекторий отличаются друг от друга степенью
учета характеристик летательного аппарата и системы управления
(рис. 4.1).
80
Чем больше инерционность леТЦ
Цель
тательного аппарата или постоянЛА
ная времени системы управления,
ФТ
r(t)
РТВ
тем значительней динамическая
траектория ДТ будет отличаться
ДТ
КТ
от кинематической КТ. С ростом
КП
инерционности меньшее воздействие оказывают случайные возмущения и меньше расхождение Рис. 4.1. Виды траекторий ЛА:
КТ – кинематическая,
между динамической и фактичеДТ – динамическая,
ской ФТ траекториями. Все траФТ –
фактическая
траектория,
ектории – кривые трехмерного
ТЦ –
траектория
цели.
пространства с началом в точке
КП –
командный
пункт,
расположения командного пункта
КП. На рис. 4.2 показаны также РТВ – расчетная точка встречи
точки мгновенного положения
управляемого летательного аппарата ЛА, цели Ц и вектор текущего
расстояния между ними r(t). В расчетной точке встречи РТВ модуль
вектора расстояния должен быть равен нулю. |r(t)| = 0. Однако, из-за
несовпадения фактической и кинематической траекторий «встречи» в буквальном смысле практически не происходит.
Как мы уже рассмотрели ранее, минимальное значение модуля
вектора текущего расстояния называется промахом. Для успешного наведения промах должен быть меньше радиуса эффективного
действия боевой части управляемого летательного аппарата rmin б.ч..
|r(t)| < rmin б.ч.
Для систем противовоздушной обороны (ПВО), защищающих
«свои» объекты, радиус эффективного действия боевой части не может быть большим. В среднем он составляет примерно 15–20 м. Это
означает, что радиотехнические системы управления должны обеспечить наведение ЛА с точностью не хуже этого значения на дальностях нескольких десятков километров.
При выборе траектории движения необходимо стремиться
к уменьшению ее кривизны, так как при этом уменьшается время
наведения и снижаются требования к маневренности.
Количественной характеристикой маневренности ЛА является
минимально допустимый радиус кривизны траектории rmin или,
как вы уже знаете, развитое при этом поперечное ускорение ωп max .
2
Vñí
ωï max =
rñí min . (4.2)
81
Часто пользуются коэффициентом перегрузки η. Допустимая
перегрузка ограничивается величиной η ≤ 10g для ЛА, на борту которых находятся люди, или η ≤ 30g при их отсутствии.
η = ωï max g =
2
Vñí
,
g ⋅ rñí min (4.3)
где g – ускорение силы тяжести.
В зависимости от характера цели траектории полета управляемых снарядов могут быть фиксированными и нефиксированными.
Первые применяются при стрельбе по неподвижным целям или
иногда по целям движущимся, но с точно прогнозируемыми координатами, а вторые используются для поражения как неподвижных, так и детерминировано или произвольно движущихся целей.
Нефиксированные траектории реализуются с помощью специальных методов наведения. Принято различать:
– двухточечные методы наведения (первая точка – управляемый
снаряд; вторая – цель);
– трехточечные методы наведения (первая точка – пункт управления; вторая точка – снаряд; третья – цель).
4.2. Фиксированные траектории
По фиксированным траекториям могут двигаться, например,
атмосферные самолеты-снаряды класса «Поверхность- Поверхность», если заранее известны координаты цели (рис. 4.2). К такому
типу траекторий можно отнести и баллистические траектории [3,
4, 6]. За исключением их активного участка, когда работает реак-
Yзм
P0 A
Сн
D
RСН
B
HКТС
0
HФТС
Zзм
Rx
Ц
ZФТС Xзм
Рис. 4.2. Геометрические соотношения
при наведении по фиксированной траектории
82
V
Fц
θ
C′
P
Fg
VG
G
C
0
G′
B′
θG
hG
B
A
R
RG
υ
RЗ
RE
Е
υЕ
E′
Рис. 4.3. Активные и пассивные участки
траектории баллистических ракет
тивный двигатель, они представляют собой траекторию брошенного
тела (рис. 4.3).
На рис. 4.2 можно выделить следующие характерные участки
фиксированной кинематической траектории: 0А – набор высоты;
АВ – сближение с целью; ВЦ – пикирование. Вертикальная плоскость Р0 проходит через точки 0 (точка старта) и Ц (местоположение цели).
Простейший метод управления в этом случае сводится к совмещению центра масс снаряда с кинематической траекторией снаряда
(КТС), т. е. в процессе полета необходимо выполнение следующих
равенств
∆H = HКТС–HФТС = 0, (4.4)
∆Z = ZКТС–ZФТС = 0, (4.5)
где HКТС, ZКТС – координаты точек, лежащих на фиксированной кинематической траектории (высота H, боковое отклонение Z); HФТС,
ZФТС – фактические координаты снаряда.
83
Кроме того, следует контролировать пройденную дальность Rx,
что необходимо для определения точки В, соответствующей переходу в режим пикирования на цель.
Сигналы рассогласования по высоте и боковому отклонению запишутся следующим образом:
∆uH = k∆H, ∆uZ = k∆Z. (4.6)
Поэтому для наведения по рассматриваемой фиксированной траектории необходимо наличие каналов измерения высоты и бокового отклонения. Сигналы рассогласования по указанным каналам
могут быть сформированы с помощью радиовысотомера и системы
бокового управления.
Наведение снаряда по фиксированной траектории имеет существенные недостатки. При полете снаряда, особенно на большие расстояния, условия на трассе полета могут существенно изменяться,
и предусмотреть реальную обстановку заранее практически невозможно. К числу таких условий следует отнести: ветровые потоки и
их распределение по высотам на различных участках трассы; при
полете на малых высотах – организованные противником препятствия в виде аэростатов, средств ПВО противника и т. д. Поэтому
может оказаться необходимым маневр снаряда как в вертикальной
плоскости (по высоте), так и в горизонтальной плоскости (по курсу). Для осуществления подобных маневров на борту снаряда необходимо иметь данные об условиях полета и в соответствии с этим
производить маневрирование. Если координаты цели и снаряда
известны, то после отклонения (например, при ветре) может быть
рассчитана новая траектория, движение по которой в данных условиях является наиболее целесообразным. При отклонении снаряда
по высоте в точке Сн (см. рис. 4.2) движение в точку В может происходить либо по новой траектории – прямой СнВ, либо с возвратом
к фиксированной траектории, по ломаной линии СнDB. Траектория
СнВ во многих случаях будет предпочтительнее.
Используются также такие методы наведения снарядов, когда их движение в одной плоскости происходит по фиксированной
траектории, а в другой – по нефиксированной. Например, при наведении на морские цели полет снаряда может происходить на постоянной высоте над уровнем моря. При этом фиксируется траектория
в вертикальной плоскости, а положение этой плоскости по азимуту
зависит от местоположения и характера движения цели.
Теперь остановимся на правилах построения баллистических
траекторий (рис. 4.3). Баллистическая ракета представляет со84
бой бескрылое сигарообразное тело, в передней заостренной части
которого размещается переносимый ракетой полезный груз. У боевых ракет это обычно взрывчатое вещество, атомный или термоядерный заряд, у исследовательских баллистических ракет – приборы или живые существа в соответствующих контейнерах или
скафандрах.
Позади полезного груза располагаются приборы управления полетом ракеты, баки с топливом и двигательная установка.
Внешними органами ее стабилизации и управления полетом
является оперение, как у современного самолета, с аэродинамическими и газовыми рулями, помещаемыми в струе вытекающих из
двигателя ракеты нагретых до высокой температуры газов. С помощью газовых рулей ракета может управляться в безвоздушном
пространстве.
В некоторых конструкциях баллистических ракет вместо газовых рулей и воздушных стабилизаторов используют наклоны
двигателя на небольшой угол (5–7°) относительно продольной оси
ракеты. При этом линия действия реактивной силы не проходит через центр тяжести ракеты, в результате чего создается некоторый
момент, поворачивающий ракету в желаемом направлении относительно ее центра тяжести.
На активных участках траектории БР (отрезки ABCG и B′C′G′ на
рис. 4.3) ракета приводится в движение силой тяги своих двигателей [7].
В граничных точках G и G′ происходит выключение двигателей,
и дальнейшие участки траектории (GB′E или GB′ и G′E′) называются пассивными, поскольку на этих участках головная часть ракеты
движется по инерции под влиянием только сил тяготения Земли.
Активный участок ABCG является пусковым. В процессе движения
по инерции возможно кратковременное включение специальной
двигательной установки (участок B′C′G′) для необходимой коррекции пассивной траектории движения.
Пусковой активный участок траектории, в свою очередь, делится на три характерных отрезка. Вертикальный стартовый участок
АВ необходим для придания ракете такой скорости движения, которая достаточна для удовлетворительного управления ее движением. Кроме того, вертикальный запуск значительно упрощает конструкцию стартовой установки и снижает требования к поперечной
жесткости ракеты. На участке выведения ВС ракете сообщается
заданное направление движения в вертикальной и горизонтальной
плоскостях. На участке выключения СG ракета летит прямолиней85
но и в процессе ускоренного движения приобретает требуемую начальную скорость движения VG .
Протяженность активных участков траектории БР весьма мала
по сравнению с протяженностью пассивных участков. Если учитывать только силу земного притяжения и пренебречь влиянием атмосферы, то каждый из пассивных участков траектории (например,
GB΄E) однозначно определяется, во-первых, координатами граничной точки G и, во-вторых, вектором скорости ракеты VG в этой точке. Азимутальный угол α VG проекции вектора
скорости определяет наклон плоскости орбиты к плоскости экватора, а величина скорости VG, угол запуска θG и высота точки G над
поверхностью Земли hG – форму траектории в этой плоскости.
Движение БР совершается в плоскости, проходящей через вектор скорости V и центр Земли. Это объясняется тем, что все силы,
действующие на объект, лежат в этой плоскости и, следовательно,
не способны вывести из нее объект, двигающийся по инерции. Сила
земного притяжения Fg, направленная к центру Земли (рис. 4.3),
способна лишь изменить направление вектора скорости V в этой
плоскости и его величину. Вследствие этого движение объекта становится криволинейным и появляется центробежная сила Fц. Соотношение между силами Fц и Fg и определяет характер дальнейшего
движения.
На нисходящем участке траектории скорость полета ракеты за
счет потери высоты постепенно увеличивается. При дальнейшем
снижении плотные слои атмосферы ракета проходит с огромными
скоростями. При этом происходит сильный разогрев обшивки баллистической ракеты, и если не будут приняты необходимые предохранительные меры, то может произойти ее разрушение или даже
взрыв боевой части.
Можно показать, что кривизна траектории в точке P, а следовательно, и форма траектории зависят от параметра u, представляющего собой удвоенное отношение кинетической и потенциальной
энергий объекта в точке P.
Пассивную траекторию можно найти, интегрируя уравнения
движения материальной точки с массой m в поле сил Fg земного
притяжения. Уравнение пассивного участка траектории в полярных координатах (R), за начало которых принят центр Земли и положение радиуса-вектора RG граничной точки G, имеет вид
R=
86
RG uG cos2 θG
,
1 − cos υ + uG cos ( υ + θG ) cos θG
(4.7)
EÊ V 2 R
где RG = RЗ+hG, a RЗ – радиус Земли,=
– удвоенuG 2=
EÏ
K
ное отношение кинетической и потенциальной энергий, K = f·m = = 3,986·1014м3/сек2, f – гравитационная постоянная, m – масса БР.
В зависимости от начальных условий движения пассивный участок траектории может представлять собой эллипс, параболу или
гиперболу [7]. На рис. 4.4 показан вариант наведения, когда угол
запуска в граничной точке G равен нулю. При uG = 1, т. е. при наK
чальной скорости=
VG = VI , называемой первой космической
RG
скоростью, пассивная траектория представляет собой окружность
(орбита 2 на рис. 4.4).
При uG <1 и 1 < uG <2 баллистический объект имеет эллиптические траектории (траектории 1 и 3 на рисунке). При uG = 2, т. е. при
второй космической скорости V=
2VI траектория становитG V=
II
ся параболой (траектория 4). При uG >2 траектория также не замкнута и соответствует гиперболе (траектория 5 на рис. 4.4).
Задачей управления на пусковом участке является вывод БР
в расчетную точку G с заданной скоростью VG. Следовательно, для попадания БР в цель (точка Е на рис. 4.3) в общем случае должны быть
заданы 6 параметров: три пространственные координаты точки G и
три величины, характеризующие вектор VG: его длина VG, α VG и θG.
Контроль программы запуска и управление движением БР значительно упрощается при размещении радиотехнических систем
5
3
Y
2
Центр Земли
4
V
1
G
X
Рис. 4.4. Формы траекторий БР, ИСЗ и КА
87
(РТС) контроля в точке 0, левее точки А (на рис. 4.3 точка 0 находится на продолжении линии СG), где пересекаются горизонтальная плоскость и расчетные плоскости выведения – вертикальная
и наклонная. Тогда координатами точки G являются α VG , θG и
дальность DG от точки 0 до точки G, а общее число контролируемых параметров сокращается до четырех: VG, α VG , θG, DG. В точке 0
располагаются угломерная система, дальномерная система и доплеровская РТС. Угломерная часть РТС контроля представляет равносигнальный радиомаяк, сигналы которого излучаются из точки 0
по двум взаимно перпендикулярным парам лепестков диаграммы
направленности антенны в вертикальной и наклонной расчетной
плоскости. Равносигнальная ось совпадает с направлением ОСG.
Данные о текущей дальности до БР и скорости ее движения поступают в наземный ПУ, где формируются командные сигналы для регулирования тяги двигателей БР.
При оптимальных углах запуска необходимо измерять в точке
0 лишь текущую дальность и скорость БР, а для нахождения скорости в упрежденной точке – производить расчет величины ускорения по результатам непрерывного слежения. Этих данных достаточно, чтобы определить такой момент времени выключения
двигателей БР, при котором систематическая ошибка по дальности
будет равна нулю. Обычно команда на уменьшение тяги двигателей
выдается в два приема. В начальной части участка выключения ракета движется с ускорением 60–80 м/сек2. После достижения скорости, близкой к расчетной, дается команда на резкое уменьшение
тяги двигателей, и дальнейшее движение происходит с небольшим
ускорением, что повышает точность определения момента полной
отсечки двигателей.
При запуске глобальных БР точка расположения РТС контроля
не может находиться на продолжении линии СG. В этом случае РТС
контроля в режиме непрерывного слежения измеряет три пространственных координаты ракеты и три производные этих координат.
В расчетной точке выключения двигателя все эти шесть параметров
должны быть равны номинальным значениям, иначе будут траекторные ошибки [1]. Глобальность здесь – обеспечение движения ракет не по баллистическим, а по низким орбитальным (глобальным)
траекториям при высоте орбиты порядка 150 км с последующим
выводом ГР на цель путем ее торможения в заданной точке траектории. Кроме обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяет поражать
88
цель путем торможения головной части в заданный момент времени
полета ракеты по круговой орбите ИСЗ.
Контрольные вопросы
1. Этапы наведения управляемого снаряда (УС) на цель.
2. Чем определяется необходимая форма траектории управляемого объекта?
3. Задачи управления и типы УС, для которых выбирают фиксированные траектории наведения?
4. Необходимый состав аппаратуры ЛА при его наведении по
фиксированной траектории.
5. Пояснить расположение пассивных и активных участков на
баллистической траектории.
6. Каковы особенности наведения глобальных баллистических
ракет?
7. Какие основные виды траекторий космических аппаратов существуют?
89
ЛЕКЦИЯ 6
4.3. Методы наведения управляемых снарядов
на произвольно движущиеся цели
Условие, положенное в основу работы системы наведения ракеты, называется методом наведения. Метод наведения определяет
теоретическую траекторию движения ракеты. Выбранный метод
наведения реализуется, как правило, с помощью вычислительного
устройства, которое получает информацию об относительном положении ракеты и цели, о скоростях и направлениях их движения. На
основе этой информации вычисляется желательная траектория
движения ракеты и определяется наиболее выгодная точка встречи ее с целью. По результатам вычислений формируются команды
управления, поступающие на рули управления. Рули управляют
ракетой по заданному закону.
При наведении управляемых снарядов на движущиеся цели,
траектории движения которых заранее не известны, используют нефиксированные траектории наведения. Нефиксированные
траектории реализуют с помощью различных методов наведения
в зависимости от типов ЛА, от задач, решаемых при наведении, и
других факторов. Различают двухточечные и трехточечные методы. В двухточечных методах в наведении участвуют два объекта:
управляемый ЛА и цель, на которую осуществляется наведение.
В трехточечных методах участвуют три объекта: ЛА, цель и командный пункт КП. Командный пункт – это обобщенное понятие места
взлета, старта или пуска ЛА. В качестве КП может использоваться
подвижной носитель, например, самолет – ракетоносец, танк, надводное судно и т. п., поэтому при формировании траектории наведения необходимо учитывать параметры движения носителя.
Изучение возможных методов наведения и соответствующих
им траекторий полета летательных аппаратов является необходимой составной частью процесса проектирования системы наведения
в целом и относится, как правило, к ранним по времени этапам проектирования. Результаты такого исследования позволяют оценить
свойства требуемых траекторий и сделать предварительный выбор
приемлемых методов наведения, а также сформировать требования
к динамическим свойствам ЛА. Под системой наведения подразумевается комплекс технических устройств, обеспечивающих непрерывное сближение и встречу ЛА с маневрирующей воздушной
целью. Основной задачей этапа наведения, т. е. управляемого поле90
та по траектории, определяемой методом наведения, является обеспечение перемещения ЛА с заданной тонностью в точку встречи,
т. е. в такую точку пространства, куда ЛА и цель приходят одновременно. Необходимо учитывать, что метод наведения определяет не
только характер траектории ЛА и, следовательно, его перегрузки,
но и функциональную схему системы наведения и состав аппаратуры, необходимый для ее реализации. Поэтому метод наведения
должен выбираться при анализе начальных условий пуска ЛА, маневренных возможностей ЛА и цели, возможных массовых и габаритных характеристиках аппаратуры системы управления.
4.3.1. Двухточечные методы наведения
В силу того, что точность определения положения цели падает
с расстоянием, практически все современные ракеты наводятся на
цель самостоятельно («двухточечные» методы). Подобный подход
гарантирует, что по мере приближения ракеты к цели (сокращения
расстояния) точность наведения будет возрастать.
Основной задачей системы самонаведения ракеты считается обеспечение попадания ее в цель или перехват цели с минимальным
промахом. Поскольку у управляемых ракет имеется возможность
изменять траекторию полета сразу же после пуска, то существует
множество траекторий, при движении по которым самонаводящаяся ракета поразит цель. Но на практике стараются выбрать ту из
них, которая при данных условиях стрельбы обеспечивает наибольшую вероятность поражения цели.
К двухточечным методам наведения, определяющим взаимное
движение двух геометрических точек (снаряд и цель) относятся методы наведения, являющиеся частными случаями пропорционального сближения.
Сущность пропорционального сближения состоит в том, что
в процессе управления угловая скорость вращения вектора скорости управляемого объекта поддерживается пропорциональной угловой скорости вращения линии снаряд-цель.
Рассмотрим рис. 4.5. Линию rц, соединяющую управляемый
снаряд УС с целью Ц называют линией визирования цели. Угол βс
между линией визирования цели и направлением вектора скорости
ракеты называют углом упреждения. Угол ηr между линией визирования цели и осью х стабилизированной системы координат называют углом визирования цели. Угол γc определяет направление
вектора скорости снаряда, а угол ηr – направление линии снаряд91
Vц
Ц
ξц
rц
βс
xсн
Vс
УС
γc
ηr
x
0
Рис. 4.5. Геометрические соотношения при 2-х точечных методах
наведения: УС – управляемый снаряд, Ц – цель,
х – неподвижная ось координат
цель. Угол ξц между вектором скорости цели и линией снаряд-цель
называют углом цели. xсн – продольная ось снаряда.
Воспользовавшись обозначениями рис. 4.5, запишем сформулированное выше условие пропорционального сближения
dγ ñ
dη
=A r,
dt
dt (4.8)
где A – коэффициент пропорциональности. Интегрируя уравнение
(4.8), получим
γ ñ= Aη r +η0 .
(4.9)
Заметим, что в частном случае при A = 1, угол η0 будет представлять собой угол между вектором скорости снаряда и линией снарядцель (рис. 4.5), т. е. угол упреждения βс. Следовательно, в этом случае
γ ñ = ηr − βñ .
(4.10)
I. Положим в выражении (4.9) А = 1 и η0 = −βñ = 0. Тогда получим
γ ñ =ηr . (4.11)
В этом случае система управления должна работать таким образом, чтобы вектор скорости снаряда был постоянно направлен на
цель (βc = 0). Подобное условие соответствует методу наведения по
«кривой погони» (чистое преследование). Траектория метода приведена на рис. 4.6.
92
Ц0 Ц1 Ц2
Ц3 Ц4 Ц5
Ц6
Траектория цели
Ц7
С8
С7
С6
С5
С4
Траектория
снаряда
С3
С2
С1
С0
Рис. 4.6. Траектория полета при методе погони
Недостаток такого метода наведения – большая крутизна траектории снаряда при подлете к цели. И если минимально возможный
радиус разворота снаряда окажется больше радиуса окружности,
описывающей траекторию на участке максимальной крутизны, то
снаряд сойдет с расчетной траектории и пролетит мимо цели (пунктирная кривая на рис. 4.6).
Когда студенту в первый раз предлагают решить задачу наведения ракеты на движущуюся цель, то ему приходит в голову наивный ответ – давайте будем удерживать цель прямо по курсу полета
ракеты. То есть если, скажем, цель видна слева от оси ракеты, то
будем заворачивать влево, пока цель не окажется точно посередине прицела. Эта схема называется «прямым наведением», она выглядит простой и надежной, применялась еще во времена Второй
Мировой и ее часто показывают в записях ударов корректируемых
авиабомб и ракет с телевизионным наведением [20]. Однако ее довольно сложно заставить работать против быстрых целей. Без принятия специальных мер ракета с подобным наведением практически всегда, за исключением стрельбы почти точно в хвост, промахнется мимо своей цели.
Дело в том, что наша интуиция подсказывает, что ракета летит
в ту же сторону куда она «смотрит», тогда как в реальности, ракета при маневрировании практически всегда летит немного не в ту
сторону, куда она сейчас развернута. Причиной тому являются
инерция и механика разворота ракеты. Дело в том, что очень часто
разворот ракеты происходит за счет изменения ее положения относительно набегающего потока. Управляющие поверхности создают
момент сил, поворачивающий ракету, а затем этот поворот приводит
93
к появлению направленной в нужную сторону аэродинамической
силы, которая постепенно «заворачивает» ракету; таким образом,
ракета вначале поворачивается корпусом, а лишь через некоторое
время начинает лететь в нужную сторону. Этого можно избежать,
стабилизируя ракету относительно набегающего потока и правильно подобрав управляющие поверхности. Однако это усложняет ракету и ухудшает ее характеристики – и при этом в любом случае не
избавляет от проблем с инерцией, которые означают, что даже если
ракета стабилизируется по набегающему потоку, то при изменении
направления этого потока, изменение положения ракеты будет немного запаздывать. Величина соответствующего расхождения, как
правило, невелика, но вполне достаточна, чтобы промахнуться
мимо быстро движущейся цели, поэтому в противовоздушных ракетах такой метод прямого наведения не применяется.
Какой же выход из этой ситуации? В схему нередко вводят датчик направления полета ракеты. В простейшем варианте сенсор системы самонаведения монтируется на легкий подвижный подвес,
который соединен с небольшим колечком (флюгером), ориентирующими этот подвес по направлению набегающего воздуха. В этом
случае сенсор всегда смотрит по направлению движения ракеты
и на цель наводится уже не корпус ракеты, а вектор скорости ее
движения. Эта схема называется «методом погони», рассмотренным
нами, и она уже вполне пригодна для поражения даже довольно быстрых целей. Однако в большинстве случаев она вынуждает ракету довольно активно маневрировать, поскольку пытается наводить
ракету в движущуюся точку. Интенсивность этого маневрирования
резко возрастает по мере приближения ракеты к цели и часто ракета оказывается просто не в состоянии выполнять настолько крутые
маневры незадолго до момента, когда она должна была бы поразить
цель и «проскакивает» мимо (рис. 4.6).
Еще хуже обстоит дело с пусками ракет по самолетам, летящим
навстречу: невзирая на крайне удобные возможности для поражения с точки зрения кинематики, «метод погони» в большинстве случаев проведет ракету так, чтобы к цели она подошла сзади. Это делает метод неэффективным и поэтому в противовоздушных ракетах
он тоже практически не применяется.
Исторически задача построения кривой погони впервые встала
при выборе курса судна с учетом внешних факторов (боковых ветров, течения) для оптимального достижения точки цели путешествия. Вновь эта проблема возникла при использовании в военных
целях подводных лодок, торпед, а позднее и управляемых ракет
94
Ц0 Ц1 Ц2
Ц3
Траектория цели
Ц4
Ц5
Ц6
Ц7
С6
С5
Траектория снаряда
С4
С3
С2
α
С1
С0
Рис. 4.7. Траектория полета снаряда
при методе наведения с постоянным углом упреждения
с целью достижения и поражения движущихся целей. Кроме того,
кривая погони применяется в космической навигации.
Задача о кривой погони была поставлена еще Леонардо да Винчи
и решена Бугером1 в 1732 году. «Простая кривая» погони получается в простом случае, когда преследуемая точка движется по прямой
линии, как и показано на рис. 4.6. Позднее Пьер Луи де Мопертюи2
рассмотрел кривую погони для других случаев. Можно ли спрямить
траекторию? Конечно можно, если направлять снаряд не на цель,
а в упреждающую точку. Например, можно попробовать использовать наведение с фиксированным углом упреждения.
II. Если в уравнении (4.10) задать βс = const ≠ 0, то получим метод
наведения с постоянным углом упреждения. Однако и этот метод
обладает рядом недостатков, поэтому не находит широкого применения. Один из недостатков, сводится к тому, что при маневрах
цели и изменениях соотношения скоростей снаряда и цели траектория полета опять может оказаться сильно искривленной, и пере-
1 Пьер Бугер (фр. Pierre Bouguér; 16 февраля 1698 – 15 августа 1758) – французский физик и астроном, основатель фотометрии. Известен трудами по теории корабля, геодезии, гидрографии и другим отраслям знания. Имя Бугера внесено в список 72 величайших ученых Франции, помещенный на первом этаже Эйфелевой башни.
2 Пьер Луи Моро де Мопертюи (фр. Pierre-Louis Moreau de Maupertuis; 17 июля 1698 – 27 июля 1759) – французский математик, естествоиспытатель, механик,
астроном, физик и геодезист, член-пенсионер Парижской академии наук (1731;
адъюнкт с 1723 г.), член Французской академии (1743). Член Лондонского Королевского общества (1728), Берлинской академии наук (1742), почетный член Петербургской АН (1738).
95
грузки будут недопустимо велики. Траектория снаряда при таком
методе наведения приведена на рис. 4.7.
Линия, на которой будет находиться снаряд спустя время Δt после старта, повернута относительно линии С0Ц0 на угол α. Дугой радиуса Vс·Δt делаем засечку на этой линии и получаем точку С1. Из
точки С1 проводится линия, повернутая относительно линии С1Ц1
на угол α и на ней строится точка С2 и т. д.
Таким образом, достаточно наводить ракету не на сам самолет
или другую ракету, а на точку, расположенную немного впереди,
слегка «довернув» сенсор самонаведения на определенный угол,
дабы он смотрел не «вперед», а «вбок», в расчетную точку, где при
идеальном наведении будет располагаться цель. «Наведение с постоянным углом упреждения» работает намного лучше метода погони, а при «правильном» угле упреждения дает «идеальную» параллельную погоню. Однако угадать этот «правильный» угол, к сожалению, сложно, выбор слишком большого угла ведет к промаху,
а слишком маленького – делает метод мало отличимым от метода
погони. Вдобавок если атакуемая цель замечает атаку, то она обычно может сорвать ее, повернувшись так чтобы резко уменьшить требуемый угол упреждения. Поэтому этот метод по быстрым маневрирующим целям, как и «метод погони» тоже не применяют.
III. Если в соотношении (4.8) положить
dηr
=0
(4.12)
dt
(подобное равенство получится, если в соотношении (4.8) принять
A = ∞), то будем иметь так называемый метод параллельного сближения, или метод последовательных упреждений.
Очевидно, что условие (4.12) выполняется в том случае, когда
вектор rц в процессе наведения перемещается параллельно самому
себе (рис. 4.8), что и определило название метода.
Правило построения траектории такое: линия «цель – снаряд» во
время всего движения остается параллельной самой себе. Процедура построения такая же, как и для метода накрытия цели, только
линия «цель-снаряд» от шага к шагу строится по-другому.
Сравните траектории снаряда для рассмотренных методов. Мало
того, что траектория снаряда стала короче (при данных условиях
она прямолинейна), но и встреча снаряда с целью произошла раньше.
Конечно, для реализации метода параллельного сближения недостаточно знания только угловых координат цели и снаряда. Для
96
Ц0 Ц1 Ц2
Ц3
Ц4
Траектория цели
Ц5
Ц6
С4
С3
С2
Траектория снаряда
С1
С0
Рис. 4.8. Траектория полета снаряда
при методе параллельного сближения
расчета упрежденной точки встречи нужно также знать дальности
до цели и снаряда и их скорости.
IV. Можно также осуществить наведение на основе непосредственного использования уравнения (4.8) при различных конечных
значениях постоянной (например, при A = 2).
Все эти методы при разных A носят общее название «пропорциональное сближение». Во всех этих методах в процессе наведения
требуют измерения скорости вращения линии снаряд-цель, т. е. изdηr
. Вследствие этого принципы
мерения значения производной
dt
аппаратурного построения системы управления для всех перечисленных методов во многом идентичны.
Пространственное движение ЛА можно полностью определить,
если рассматривать проекции траектории на взаимно перпендикулярные плоскости (рис. 1.18). Поскольку кинематические уравнения в плоскостях имеют одинаковый вид, для простоты можно
рассмотреть траекторию движения в одной из плоскостей. Математическое описание кинематической траектории для различных
методов наведения связано с решением ряда дифференциальных и
тригонометрических уравнений. При решении этих уравнений желательно получить управляющую функцию φвх(t) или закон отклонения кинематической траектории от прямой линии, соединяющей
снаряд и цель в момент пуска. Управляющая функция φвх(t) может
быть рассчитана или в угловых, или в линейных величинах в зависимости от метода управления снарядом.
На рис. 4.9 для сравнения показаны траектории движения ЛА по
кривой погони и при параллельном сближении. Траектории построены приближенно, графическим способом, на основании равенства
∆с/Vс = ∆ц/Vц = const.
97
∆ö = Vö∆t
а)
б)
6
5
3
2
5
rmax
2
3
4
5
4
Линии
Цель
rтр 4
визирования
∆ ñ = Vc ∆t
3
2
3
γ =η
2
Снаряд
0
∆ ñ = Vc ∆t
1
x0
γ
η
0 Снаряд
x
Рис. 4.9. Траектории движения ЛА при наведении:
а – по кривой погони и б – при параллельном сближении
Из рисунка видно, что первая траектория сильно искривлена.
Наведение на быстро движущуюся цель методом кривой погони затруднительно, особенно при стрельбе навстречу, когда радиус кривизны траектории по мере приближения снаряда к цели стремится
к нулю (rтр→0). В этом случае снаряд, обладающий минимальным
радиусом разворота ( rñ min > ròð ), сходит с кинематической траектории.
Метод наведения по кривой погони имеет практическое значение
в основном только для наведения на медленно движущиеся или неподвижные цели.
В методе параллельного сближения при прямолинейном движении цели и постоянном отношении скоростей цели и снаряда угол
упреждения βñ0 = η − γ постоянен и кинематическая траектория будет прямолинейной (рис. 4.9, б), т. е. снаряд не испытывает поперечных перегрузок. В общем случае значение угла βс0 будет функцией
времени, так как угол ξц , скорости снаряда и цели могут изменяться. Траектория снаряда при маневрах цели или при изменении скорости снаряда искривляются.
На рис. 4.10 выдерживаются следующие очевидные равенства
Ö1Ö2 Ö2Ö3
Ön −1Ön Vö
=
= ...
=
=
Ñ1Ñ2
Ñ2 Ñ3
Ñn −1Ñn
Vñ
98
Ц5
Ц0
Ц1
rц
Ц2
Ц3
Ц4
Vц
С5
С3
С1
С0
С4
С2
Vc
Рис. 4.10. Траектории при параллельном сближении
и условия параллельности линий Ц1С1||Ц2С2||…||Цn Сn.
Ошибка управления при методе параллельного сближения определяется как
∆βñ = βñ − βñ0 , (4.13)
где βс0 – значение угла при исходном положении вектора скорости
(должно подчиняться соотношению (4.14)), βс – фактическое значение угла между вектором скорости снаряда Vс и вектором rц. Вектор
rц перемещается параллельно самому себе. Для этого должно выполняться условие
Vc0 sin β=
c0 Vö sin ξö .
(4.14)
В первом приближении для случая Vс/Vц > 0,5 считается, что
при наведении на маневрирующую цель с поперечным ускорением wцп max, снаряд должен следовать по таким траекториям, для
которых потребуется максимальное поперечное ускорение, равное
wцп max≈ wсп max. Относительно небольшие перегрузки, испытываемые снарядом, являются существенным преимуществом метода параллельного сближения.
4.3.2. Трехточечные методы наведения
Как уже говорилось, в трехточечных методах участвуют три объекта: ЛА, цель и командный пункт КП. Один из способов создания
подвижной траектории состоит в том, что система управления в течение всего времени полета снаряда удерживает его на линии, соединяющей пункт управления (КП) и цель. Такой метод наведения
называется трехточечным.
99
zизм
Цель
Vц
Vс
ξ ц βс
rц
r
∆
Управляемый снаряд
rс ψц
Vпу
ηr
хизм
Пункт управления
Рис. 4.11. Геометрические соотношения при 3-х точечном наведении
Геометрические соотношения при 3-х точечном наведении приведены на рис. 4.11. На рис. 4.11 обозначено rц – линия визирования цели
относительно командного пункта, rс – линия визирования ракеты относительно командного пункта, ψц – угол визирования цели с КП.
Известны две следующие разновидности метода трехточечного
наведения:
– наведение методом совмещения (накрытия цели);
– наведение с упреждением.
При наведении методом совмещения (накрытия цели) система
управления должна работать таким образом, чтобы снаряд в течение процесса наведения удерживался на прямой линии, соединяющей в пространстве пункт управления и цель. Практически это
означает, что система управления должна обеспечивать сведение
к нулю угла Δ (см. рис. 4.11). Подобный метод наведения применяется как в случаях управления с неподвижного, так и с движущегося
пункта управления для наведения на движущиеся и неподвижные
цели.
Форма траектории полета снаряда при наведении методом совмещения зависит от соотношения между скоростями цели, снаряда и пункта управления. Аналитическое исследование этой траектории достаточно сложная задача.
Если пункт управления (ПУ) неподвижен, то для обозначений
рис. 4.11 справедлива формула
100
 Vö rc

=
βñ arcsin 
sin ξö .
 Vñ rö


 (4.15)
Для оценки необходимой величины ускорения wсп max max , которое требуется от снаряда для наведения с неподвижного ПУ на
маневрирующую воздушную цель, может быть использовано приближенное неравенство
wñï max max ≤ wñï max + wöï max +
wöêàñ
,
(4.16)
2
 Vö 
1−

Vñ 

где wсп max – ускорение, требуемое от снаряда при наведении на прямолинейно и равномерно движущуюся цель; wцп max и wц кас –соответственно поперечное и касательное ускорения, развиваемые маневрирующей целью.
Использованное в выражении (4.16) значение необходимого поперечного ускорения при прямолинейном и равномерном движении
цели определяется следующими формулами:
ïðè
Vö
Vc
Vö
2Vö Vñ 
;
D 

4Vö2 
> 0,5; wñï max ≈
; 
D

≤ 0,5; wñï max ≈
(4.17)
ïðè
Vñ
где D – наклонная дальность, измеренная по перпендикуляру от
пункта управления до траектории полета цели (наклонный параметр цели).
В случае наведения на такую цель, как самолет, для ориентировочной оценки необходимых ускорений принимают
wöêàñ  wöï max è
Vö
Vñ
≈ 0,5.
(4.18)
В этом случае выражение (4.16) преобразуется к более простому
виду
wñï maxmax ≤ wñï max + wöï max .
(4.19)
При наведении методом совмещения с целью нет принципиальной необходимости в определении дальностей до цели или до снаряда. Это обстоятельство является преимуществом метода.
На рис. 4.12 приведен способ графического построения траекторий наведения в вертикальной плоскости для частного случая, когда управление осуществляется с неподвижного ПУ.
101
а)
0
∆L
Цель
1
2
Траектория цели
Vц
4
5
ξц
6
6′
5′
Vc
βс
б) L
4′
3′
КТС
УС
2′
∆L
t
∆t
∆L
1′
ПУ
Рис. 4.12. К определению траектории полета снаряда при наведении методом совмещения с целью: а – траектория снаряда;
б – зависимость пройденного снарядом пути от времени
Для простоты будем считать, что момент начала управления совпадает с моментом старта снаряда.
При построении, задаваясь определенным интервалом времени
Δt, отметим точки положения цели в моменты времени t= n∆t (n = 1,
2, 3, …). Положим, что снаряд движется с постоянным ускорением.
Тогда, зная закон изменения скорости во времени, можно построить
зависимость пройденного снарядом пути ∆Lс от времени t (рис. 4.12,
б) [2].
Учет этой зависимости позволяет установить интервалы пути
∆Lс, которые пролетает снаряд за интервалы времени Δt. Зная интервалы ∆Lс, находим точки, определяющие положение снаряда
через интервалы времени Δt на прямых линиях ПУ – Ц. Кривая,
соединяющая эти точки, и будет кинематической траекторией полета снаряда.
В методе совмещения с упрежденной точкой линия, соединяющая пункт управления и снаряд, должна проходить не через цель,
а через некоторую упрежденную точку. Траектория снаряда будет
зависеть от метода, по которому определяется упрежденная точка.
Таким образом, с ПУ можно осуществлять наведение, например,
параллельным сближением.
Для определения упрежденной точки на пункте управления необходимо знать дальности до снаряда и цели. Следовательно, аппа102
ратура управления оказывается более сложной, чем при наведении
методом совмещения с целью. Однако во многих случаях усложнение системы управления оправдывается снижением требований
к маневренности снаряда. Именно, стремясь получить достаточно
прямолинейные траектории снаряда при произвольных ракурсах
движения цели относительно ПУ, и переходят к наведению в упрежденную точку.
Из рис. 4.11 видно, что
rö
sin ∆
=
rñ
sin ( ηr − ψ ö )
.
(4.20)
Делая предположение о малости угла ∆, которое справедливо
при rц < rс, получаем
∆≈
rö
rñ
sin ( ηr − ψ ö ).
(4.21)
Использование в (4.21) предположения о том, что расстояние
снаряд-цель много меньше расстояния снаряд-пункт управления,
основано на том, что переход на трехточечное наведение с упреждением целесообразно осуществлять на достаточно большом удалении
снаряда от ПУ. С удалением снаряда от ПУ возрастает кривизна кинематической траектории снаряда и целесообразно переходить на
метод наведения с упреждением.
Для каждого из методов наведения существует необходимый для
управления снаряда состав параметров, измеряемых радиотехническими устройствами. Таким параметрами могут быть: угловые координаты цели и снаряда, их производные по времени; расстояние
от пункта управления до цели и до снаряда и их производные; высота полета; боковой снос снаряда от плоскости стрельбы и др.
При двухточечном наведении эти параметры обычно должны измеряться на борту управляемого объекта. При трехточечном в основном – на пункте управления. В случае фиксированных траекторий измерительная аппаратура может устанавливаться как на
снаряде, так и на пункте управления.
Контрольные вопросы
1. В чем заключается различие двухточечных и трехточечных
методов наведения летательных аппаратов?
103
2. Назовите методы, которые чаще всего используют для наведения летательных аппаратов по нефиксированным траекториям.
3. Поясните характерные особенности наведения летательных
аппаратов методом погони.
4. Поясните характерные особенности наведения летательных
аппаратов методом накрытия цели
5. Поясните характерные особенности наведения летательных
аппаратов методом параллельного сближения.
6. Поясните характерные особенности наведения летательных
аппаратов методом совмещения с упрежденной точкой
7. Перечислить методы наведения для двухточечных и трехточечных методов.
104
ЛЕКЦИЯ 7
5. АВТОНОМНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
5.1. Принципы построения и области применения
автономных систем управления
Автономное управление представляет собой способ наведения
подвижного объекта, в частности ЛА, по программе, задающей траекторию в виде фиксированного направления движения или маршрута. Полностью автономные системы управления характеризуются как аппаратурной, так и информационной автономностью. Под
аппаратурной автономностью подразумевается то, что все оборудование комплекса управления находится на управляемом объекте,
под информационной автономностью подразумевается, что вектор
состояния управляемого объекта (УО) измеряется аппаратурой УО
и хранится в памяти его информационно-вычислительной системы.
Существуют также полуавтономное радиоуправление, при котором
наряду с радиокомплексом УО используются вспомогательные наземные и аэрокосмические радиоэлектронные средства для измерения собственных координат УО. Полуавтономные радиосистемы
имеют информационную автономность, но не обладают аппаратурной автономностью [1] . В последнее время все большее применение
находят полуавтономные РСУ, которые в качестве средств, размещенных вне УО, используют навигационные ИСЗ.
Поскольку все типы систем автономного управления характеризуются информационной автономностью, для них не могут быть
созданы организованные помехи, что является их достоинством.
Рассмотрим подробнее различные типы систем автономного
управления [1–6]. Выделяют: автономное нерадиотехническое
управление, автономное радиоуправление.
Автономное нерадиотехническое управление применяют при
наведении на неподвижные цели, географические координаты которых известны [2,3]. Оно может быть использовано для выведения
снаряда в район цели с последующим переходом в режим самонаведения (например, снаряды «поверхность-поверхность», «воздух-поверхность»).
Способы автономного нерадиотехнического управления:
1) Программное гироскопическое управление. Основными элементами программной гироскопической системы является автомат
105
гироскопической стабилизации и программное устройство, формирующее командный сигнал, изменяющийся по заданному закону.
Специальные датчики измеряют углы положения оси снаряда относительно гироскопической системы координат. Сигналы с датчиков
сравниваются с заданной программой. Автономные программные
гироскопические системы используются, в частности, для управления полетом снаряда на первом участке траектории непосредственно после его старта до вхождения в зону действия РТС комплекса
управления.
2) Программное управление с использованием физических характеристик Земли. Такими характеристиками могут быть: напряженность магнитного поля Земли, атмосферное давление и сила
земного притяжения, зависящие от высоты и др. Чувствительные
элементы приборов снаряда реагируют на перечисленные характеристики и определяют параметры фактической траектории. Эти
параметры сравниваются с теми, которые выдаются программным
устройством. При рассогласовании вырабатывается командный
сигнал, который управляет движением через автомат гироскопической стабилизации.
3) Астронавигационное управление. В этом управлении основной элемент – телескоп, работающий в режиме автоматического
слежения за выбранной звездой. В программной астронавигационной системе непрерывно вычисляются географические координаты
управляемого объекта (широта, долгота). Эти координаты можно
определить, наблюдая за двумя небесными светилами с помощью
двух бортовых фотоэлектрических следящих секстантов, установленных на стабилизированной платформе. Управление основано на
сравнении координат действительного местоположения с координатами, задаваемыми программным устройством. Преимущество такой системы – постоянная точность определения местоположения
объекта, не зависящая от времени и дальности полета.
4) Инерциальное управление. Здесь основные элементы – акселерометры (измерители ускорения). Зная географическое положение
места старта и имея результат двойного интегрирования ускорений,
устанавливают действительное положение снаряда в любой момент
времени. Недостаток – накопление ошибок управления.
Для компенсации недостатков отдельных систем создают комбинированные системы – комплексы с другими системами управления, позволяющими периодически определять точное местонахождение подвижного объекта. В комплексных СУ использование
измерителей различных типов может осуществляться как последо106
вательно, в соответствии с этапами наведения, так и параллельно.
Примерами комплексных систем управления являются все системы радиоуправления, так как в той или иной степени они предусматривают сочетание автономных систем стабилизации и управления
с радиотехническими устройствами.
Автономное радиоуправление (АРУ) – способ автономного
управления, при котором для извлечения информации о местонахождении и движении ЛА используются бортовые радиоизмерительные устройства (измерители высоты, измерители собственной
скорости), работающие по радиоориентирам. Радиоориентиры – радиолокационные ориентиры с точно известными географическими
координатами (железнодорожные мосты, небольшие острова, характерные изгибы рек и т. п.).
Системы автономного радиоуправления полностью автономные
не используют внешние радиосредства (маяки, ретрансляторы) [1].
В этом случае информация о векторе состояния ЛА извлекается из
радиосигналов, отражаемых или излучаемых естественными радиоориентирами, например подстилающей поверхностью. В первом
случае на борту ЛА используется активная автономная радиосистема (АРС) с пассивным ответом, во втором – пассивная АРС. Активные АРС по сравнению с пассивными более универсальны, они
позволяют измерять такие составляющие вектора состояний ЛА,
как вектор скорости ЛА, высоту полета относительно горизонтального среднего уровня поверхности, совокупность углов ориентации
ЛА, координаты его местоположения в горизонтальной плоскости.
Для этих измерений применяют доплеровский измеритель скорости, радиовысотомер, радиовертикант, бортовую РЛС и другие
АРС. Радиовертикантами называют радиотехнические устройства,
позволяющие измерять углы крена и тангажа и тем самым определять положение осей летательного аппарата относительно местной
вертикали.
В пассивных АРС получают радиотепловую карту местности
[21], по которой определяют координаты.
Часто АРС объединяют с нерадиотехническими автономными
системами, их объединение образует бортовой измерительный комплекс (БИК), а автономная система управления ЛА в этом случае
называется комплексной. Виды и названия таких систем определяются составом БИК, например, радиоинерциальная, радиомагнитная, астрорадиомагнитная и т. п. [22].
Автономное радиоуправление (АРУ) может быть: автоматическим (без участия человека); автоматизированным (с участием чело107
БИК
АРС
xˆ 01
БЦВМ uк
ФК
Автопилот - УО
xˆ 02
НРС
ЗУ
x0
Опорный
радиоориентир
Рис. 5.1. Структурная схема системы автономного управления
века). В автоматическом управлении программа управления может
быть жесткой или гибкой (изменяемой в процессе управления).
Общая схема комплексной автономной системы включает: БИК;
бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), в которой
можно условно выделить подсистему формирования команд ФК и
запоминающее устройство ЗУ для запоминания вектора координат
цели xц; автопилот с органами управления (рулями); управляемый
объект и опорный радиоориентир (участок местности), относительно которого измеряется совокупность координат x01.
На выходе БИК получают оценочные значения xˆ 0 = {xˆ 01, xˆ 02 }
координат ЛА, на основе которых в ФК вырабатывается векторная команда uê = fö ( xö , xˆ 0 ) управления ЛА. Пропорционально uк
отклоняются органы управления. Функция управления fц определяется как кинематическим методом наведения ЛА, так и динамическими характеристиками контура управления. Контур автоматического регулирования замыкается через опорный радиоориентир.
При этом различают непрерывное, дискретное следящее, корректирующее управление. Это определяется практической задачей, решаемой системой АУ.
Задачи АРУ:
– навигация пилотируемых атмосферных ЛА;
– посадка пилотируемых атмосферных ЛА;
– наведение беспилотных атмосферных ЛА (самолетов и крылатых ракет);
– контроль и коррекция орбит искусственных спутников Земли;
управление маневрированием космического корабля на орбите;
– терминальное управление космического аппарата (управление
на заключительном этапе, например при снижении и мягкой посадке).
108
Недостатки АРУ:
– невозможность наведения на цели, координаты которых заранее неизвестны;
– ограниченность применения к ЛА, высота полета которых высока;
– усложнение бортовой аппаратуры.
Особенности функционирования автономных систем наведения
рассмотрим на примере схем, приведенных на рис. 5.2 и 5.3 [2].
Координаты цели в виде вектора xс вводятся в запоминающее
устройство вычислительной системы (ВС), где хранятся в течение
всего времени наведения. На их основе и по вектору оценок x̂ñ текущих координат самолета и x̂ñö относительного движения самолетцель, формируемых автономными датчиками, в ВС вычисляются
параметры рассогласования ∆г,в управления самолетом (ракетой)
в горизонтальной (по курсу) и вертикальной (по высоте или тангажу) плоскостях. Оценки x̂ñ текущих координат получаются в процессе, так называемого счисления пути, основанного на двукратном
интегрировании ортогональных составляющих ускорений объекта
управления, либо однократном интегрировании аналогичных составляющих скорости в заранее выбранной системе координат. Конкретный вид функциональной связи xс, x̂ñ и xсц, x̂ñö с ∆г,в определяется используемыми методами наведения ЛА по курсу и высоте
xконт
xц
xсц
Автономные
датчики
xˆ с
xцу
xˆ сц
xˆ к
xс
∆г,в
ВС
xц
Кинематическое звено 1
САУ
(СУР)
δр
Самолет
(Ракета)
∆ г,в
xконт
∆г,в
Индикатор
Летчик
ИВС
Рис. 5.2. Обобщенная структурная схема системы
автономного управления
109
(тангажу), которые и обусловливают состав автономных датчиков
информационно-вычислительной системы (ИВС).
Заранее введенные координаты цели на самолете могут быть оперативно изменены экипажем, или по командам целеуказания xцу
с пункта управления. Информация индикатора самолета используется только для контроля процесса управления. По ним осуществляется управление только в ручном и директорном режимах.
В директорном режиме исполнительские функции управления
осуществляет человек. Он сам перемещает органы управления, но
при этом исполняет команды бортовой вычислительной машины.
Команды выдаются посредством директорных сигналов; они указывают летчику направление и амплитуду перемещения органа
управления. В данном случае автоматизирован (точнее, полуавтоматизирован) сбор пилотажных сигналов (полуавтоматизировано
восприятие), их обобщение и принятие решения о способах исполнения действия. В отличие от директорного режима в автоматическом человек освобожден от физических воздействий на органы
управления (исполнительские операции выполняет автомат).
x конт
xц
x сц
Автономные
датчики
ИВС
xˆ с
xс
xˆ р
x конт
xс
xˆ сцα
xкру
∆г,в
Бортовая
xрсбн
аппаратура
РСБН (КРУ)
САУ
(СУР)
ВС
xˆ спр
xˆ α
xˆ сцр
ˆсцр
БРЛС x(РГС)
КЗ 2
Самолет
(Ракета)
∆г,в
xц xцу
xц
КЗ 1
Индикатор
Летчик
xˆ сц
xс
Рис. 5.3. Обобщенная структурная схема построения
комбинированных систем управления
110
Приведение показаний датчиков к единому масштабу и формирование при необходимости сигналов x̂ê взаимной коррекции
осуществляется в ВС. Для удобства понимания процедур формирования координат xсц относительного движения на рисунке показано кинематическое звено (КЗ). Структурная схема управления
ракетой получается из схемы на рис. 5.1 путем исключения из нее
индикатора и летчика. Степень готовности аппаратуры ракеты
к применению в данном случае запуска с самолета определяется совокупностью сигналов контроля xконт, поступающих в аппаратуру
самолета.
Особенности построения комбинированных систем наведения
рассмотрим на примере схемы, приведенной на рис. 5.3.
В комбинированной системе наведения самолетов последовательного типа на первом этапе используется автономное управление. Если автономное наведение продолжается достаточно долго,
то ошибки управления, обусловленные погрешностями счисления
пути и уходом гироскопов, могут стать настолько большими, что
цель не будет захвачена бортовой РЛС (БРЛС) на автоматическое сопровождение и РЭСУ не сможет перейти к этапу самонаведения.
В связи с этим на первом этапе периодически осуществляется
коррекция автономной системы, в результате которой положение
ЛА уточняется по датчикам другой физической природы (астроинерциальным, оптоэлектронным, радиотехническим и т. д.). Достаточно часто для этих целей используется радионавигационная
система ближней навигации и БРЛС. В последнем случае заранее по
маршруту полета, в пределах дальности БРЛС выбираются радиолокационные ориентиры с точно известными географическими координатами, о которых уже говорилось. Измерив дальность до этих
ориентиров и их бортовые пеленги, можно точно определить свое
местоположение, используя его для дальнейшего счисления пути.
При этом счисленные до этого с помощью автономной системы
координаты сбрасываются. Поскольку автономная система обычно функционирует в прямоугольных координатах, а БРЛС – в полярных, то в ВС осуществляется пересчет радиолокационных измерений ориентиров в вектор оценок xˆ ð сигналов радиокоррекции
автономных датчиков уже в прямоугольной системе координат.
Одновременно в ВС по счисленным координатам xˆc вычисляется
дальность до цели и ее бортовой пеленг, объединенные в вектор оценок =
xˆàT  Dˆ à , φˆ à  . В соответствии с этими данными осуществляется


включение БРЛС и поиск цели вблизи значений Dˆ à и φˆ à , что по111
зволяет значительно сократить время, затрачиваемое на ее обнаружение.
После захвата цели БРЛС на сопровождение начинается этап
самонаведения. При этом параметры рассогласования формируются в соответствии с выбранным методом самонаведения на основе
оценок фазовых координат относительного x̂ñöð и собственного xˆc
движения, формируемых БРЛС и автономными датчиками. Процедура преобразования абсолютных фазовых координат цели и
ЛА в относительные координаты, измеряемые БРЛС, отображены
на рисунке кинематическим звеном КЗ2. Следует подчеркнуть, что
на этапе самонаведения в ВС на основании показаний автономных
датчиков по-прежнему формируется вектор xˆà , который используется для коррекции БРЛС. В общем случае использование сигналов
коррекции xˆà позволяет повысить точность радиолокационных измерений, увеличить время памяти и уменьшить зону повторного поиска цели по дальности и углам при пропадании отраженных от нее
сигналов. Управление самолетом на этапе самонаведения, также
как и на этапе автономного наведения, может выполняться в ручном, директорном или автоматическом режимах.
Структурная схема комбинированной системы управления ракетами отличается от рассмотренной на рис. 5.3 отсутствием индикатора и летчика. При этом одним из распространенных вариантов
комбинированных систем управления является комбинация автономной системы на начальном участке управления, системы КРУ –
применяемой на среднем участке и ССН, которая управляет ракетой в конце наведения. В таком варианте в состав ИВС входит еще и
приемная аппаратура КРУ.
5.2. Системы стабилизации
и автономного управления объекта наведения
Автономные системы наведения самолетов и ракет, как мы уже
выяснили, имеют сходный принцип построения. При автономном
управлении координатор, как правило, воздействует на автопилот
ЛА. На рис. 5.4 в качестве примера приведена упрощенная функциональная схема системы автономного управления по заданному
направлению (курсу или тангажу) [7].
Термин функциональная схема здесь (в отличие от функциональной схемы электронного устройства, где она является основой
для разработки принципиальной схемы) служит для разъяснения
процессов, происходящих в отдельных частях системы управления
или в целой системе.
112
Автопилотный контур
Координатор
Летательный аппарат (ЛА)
Задатчик
ψ з ( υз)
–
Измерители
ˆ(υ
ˆ)
ψ
δ
–
–
Рулевой
тракт
Динамическое
звено
движения ЛА
вокруг
центрамасс
Динамическое
звено
движения
центра
масс ЛА
ψ( υ)
Измерители
••
ψ (υ)
Рис. 5.4. Упрощенная функциональная схема автономного управления
Система управления содержит три основных контура: контур
рулевого управления, контур стабилизации угловых движений ЛА
относительно центра масс и контур управления движением центра
масс в заданном направлении. Первые два контура составляют автопилотный контур или автопилот и обеспечивают необходимые
характеристики работы рулевого привода и угловой стабилизации
при исполнении команд координатора, входящего в контур управления движением центра масс.
Задание и измерение угловых координат ЛА координатором осуществляется с помощью позиционных гироскопов.
Гироскоп в зависимости от способа установки на ЛА позволяет
попарно измерять угол тангажа и курса, угол тангажа и крена, угол
курса и крена.
С помощью двухстепенных гироскопов, называемых также прецизионными, или скоростными, можно измерять скорости вращения ЛА вокруг его осей. С помощью гироскопов других типов можно формировать сигналы, пропорциональные угловым ускорениям
(демпфированный гироскоп), и получать сигналы, пропорциональные интегралу от угловых отклонений (интегрирующие гироскопы).
В силу возмущающих сил и моментов происходит уход главной
оси гироскопа от первоначального, заданного направления (прецес113
сия). Поэтому в процессе полета необходимо корректировать положение главной оси гироскопа. Кроме того, в условиях полета вокруг
Земли необходимо, чтобы главная ось гироскопа была перпендикулярна плоскости горизонта. Это обеспечивается различного рода искусственными вертикалями и горизонталями.
Для ЛА и снарядов дальнего действия коррекция гироскопов
обязательна. Для ЛА ближнего действия уходы гироскопов за время полета незначительны и коррекция может не производиться.
Управление по заданному курсу часто сочетается с управлением
по заданному маршруту, когда система управления контролирует
движение ЛА по линейным отклонениям от заданной линии наведения. На рис. 5.5 представлена структурная схема автономного
управления ЛА при полете на заданной высоте, что условно соответствует движению по заданному маршруту в вертикальной плоскости.
Контур управления состоит из координатора, автопилота и кинематического звена. Координатор включает в себя задатчики высоты
h0 и измеритель высоты h радиотехнического или барометрического типов. Автопилот предполагается линейным и состоящим из усилителя kу, рулевой машинки с функцией передачи kðì / p Tðì p + 1 ,
скоростного и позиционного
гироскопов, измеряющих скорость из•
менения тангажа υ и сам тангаж υ, и устройств в цепях дополнительных обратных связей W1(p), W2(p), W3(p), W4(p), W5(p), обеспечивающих устойчивость и требуемые переходные характеристики
управления ЛА. Обратная связь через элемент W1 ( p ) = k1 (тахометрическая обратная связь) обеспечивает высокую пропорциональность скорости работы рулевой машинки входному сигналу усилителя. Через элемент W2 ( p ) = k2 осуществляется жесткая обратная
связь по отклонениям руля высоты, которая исключает интегрирующий эффект рулевого привода, придавая контуру, охваченному
этой связью, свойства апериодического звена с малой постоянной
времени. Обратная связь через скоростной гироскоп и элементы
W3(p), W4(p) обеспечивает быстроту и необходимые качества переходного процесса управления по тангажу.
В качестве других стабилизирующих дополнительных обратных связей используются связи через датчики перегрузок W5(p),
которые охватывают часть контура ЛА не только по угловым координатам, но и по линейным поперечным перемещениям, так как
wï = ∆h′.
Как видно из рис. 5.5, общий контур управления по высоте, без
учета обратной связи по тангажу, содержит два интегратора (1/T0p
(
114
)
115

h
-
W4
W2
kу
δв
K
Tθ p + 1
υ′
υ′
–1
Управление по отклонению
Управление по направлению
W5
wп
αс
Летательный аппарат
Tα2 p2 + 2∝
ξT
 α p + 1
∆υ Позиционный
гироскоп υ 0

1
p
Скоростной
гироскоп
δв′
От задатчика
W3
W1
Tрм p + 1
kрм
Автопилот
1
Tθ -p
υ
∆θ
V
1
p
∆h
Кинематическое
звено
Рис. 5.5. Структурная схема системы управления ЛА с автопилотом по тангажу и высоте
Измеритель
h0
Задатчик
∆Z
Задатчик
Z0
–
Ẑ
∆γ
δэ
(
Kэ
p Tγ + 1
)
∆ψ
g 1
⋅
V p
V⋅
1
p
∆Z
Гироскоп
γ0
Гироскоп
Ψ0
Рис. 5.6. Структурная схема стабилизации крена
и использование его при управлении боковым движением ЛА
и V/p) и неустойчив. Жесткая обратная связь по тангажу, действующая при полете с заданным тангажом υ0, устраняет интегрирующие свойства ЛА по наклону траектории 1/T0p и придает контуру
управления по высоте устойчивость. Устойчивость общего контура
может быть также получена за счет формирования сигнала рассогласования в виде =
u k (Tp + 1) ∆h. Однако дифференцирование сигналов измерителя высоты приводит к увеличению уровня его собственных и внешних шумов.
Полезным для теории изучения АСУ является рассмотрение
структурной схемы управления полетом ЛА по заданному маршруту при так называемом полярном управлении в горизонтальной
плоскости, соответствующем условию Z0 = const и ∆Z → 0 (рис. 5.6).
При декартовом управлении схема повторяет рис. 5.5. Измерение бокового отклонения ∆Z может производиться интегрирующими гироскопами или допплеровскими системами, определяющими
боковой снос ЛА.
Большой интерес при управлении подвижными объектами представляет использование инерциальных измерителей, определяющих как боковое уклонение, так и весь пройденный путь двукратным интегрированием соответствующих составляющих вектора

ускорения ωï ( t ) или перегрузок n:
T
Lx =
∫∫ 0 ωx ( t ) dtdt + Lx0 . (5.1)
Контур управления в этом случае замыкается через акселерометры, которые измеряют составляющие вектора ускорения, и вычис116
hт
hт
hт
а)
б)
hт
hт
Рис. 5.7. Наведение: а – в режиме следования рельефу местности;
б – в режиме обхода препятствий
лительное устройство, содержащее два интегратора. При измерении составляющих перегрузок датчики ускорений (акселерометры)
должны устанавливаться на гиростабилизированных платформах.
Сигналы акселерометров могут сами использоваться для стабилизации таких платформ.
Автономное наведение самолетов и вертолетов на малых и сверхмалых высотах может выполняться путем маневра в вертикальной
плоскости в режиме следования рельефу местности (рис. 5.7, а),
либо путем маневра в горизонтальной плоскости в режиме обхода
препятствий (рис. 5.7, б) [2].
В обоих этих случаях высока опасность столкновения с Землей.
Это обусловлено тем, что реакция самолета на изменение высоты запаздывает из-за инерционности САУ, самого самолета и специфики
управления подъемной силой. В связи с этим в системах маловысотного полета обычно используется управление по закону
∆
= hT − hy ,
(5.2)
где hТ – требуемое значение высоты, hу – высота над упрежденной
точкой по направлению полета, которую будет иметь ЛА при условии сохранения направления полета, имеющегося на данный момент времени (рис. 5.7, 5.8).
Эта упрежденная точка отстоит от ЛА на определенное расстояние, которое зависит от скорости полета, инерционных свойств ЛА
и специфики управления подъемной силой.
117
x
α
ϕ Vc hу
hт
D
Dт
Рис. 5.8. Условия маловысотного полета
Управление по дальности базируется на контроле текущего расстояния Dц до цели, где z0y, x0y – координаты текущего положения ОУ,
Dö =
(
)
z02y + xö − x0y .
(5.3)
На основании вычисленных значений Dц осуществляется изменение режима работы системы наведения (изменение высоты и скорости полета, включение БРЛС, оптико-электронной станции или
других датчиков, переход в режим самонаведения и т. д.).
Наиболее интересные технические решения построения автономных систем применены в аппаратуре ракет дальнего действия –
крылатых ракет. С целью закрепления пройденного материала варианты построения указанных автономных систем мы рассмотрим
на следующей лекции.
5.3. Автономное управление ракетами
ближней дальности действия
Автономное управление полетом ракет небольшого радиуса действия, движущихся в атмосфере, может осуществляться вводом перед стартом программы управления рулями, воздействие которых
на ЛА приводит к программному изменению его углового положения в полете. При этом информация о цели не поступает. Информационными сигналами являются сигналы об угловом положении
летательного аппарата на траектории. Изменение углового положения ЛА благодаря связи между углами ориентации и линейными
перемещениями, отображаемыми динамическим и кинематическим звеньями структурной схемы ЛА (см. рис. 3.19) приводит к соответствующему искривлению траектории, необходимому для попадания в цель [6].
118
Программный
механизм
uп(t)
Рулевой
тракт
δ
Huδ ( p )
υ
Звено
ориентации
(корпус)
Динамическое
звено
Wυω ( p )
Wδυ ( p )
Контур
стабилизации
Чувствительный
элемент
Wυu
( p)
ωу
Кинематическое
звено
WωY ( p )
Y
Рис.5.9. Структурная схема системы
программного автономного управления
Структурная схема системы программного автономного управления с помощью автопилота показана на рис. 5.9.
Программа полета хранится в программном устройстве, которое
в простейшем случае представляет собой программный механизм.
Выходное значение программы (управляющее воздействие) вводится на вход рулевого тракта замкнутого контура стабилизации.
Управляющим воздействием может являться напряжение или угол
поворота основания потенциометра гиродатчика, изменяющееся
с течение времени по заданной программе.
Появление на входе усилителя рулевого тракта управляющего
напряжения вызывает поворот руля и, следовательно, поворот ЛА
до тех пор, пока напряжение гиродатчика не скомпенсирует управляющее.
Функция передачи замкнутого контура стабилизации углового
положения ЛА относительно управляющего напряжения имеет вид
Huυ ( p ) H
=
=
êñ ( p )
Wδυ ( p ) Huδ ( p )
1 + Huδ ( p ) Wδυ ( p ) Wυu ( p )
. (5.4)
Функции передачи звеньев определены выражениями (3.6),
(3.16), (3.17) соответственно, подставив которые в (5.4), получим,
что при использовании в АП свободного гироскопа передаточная
функция контура стабилизации относительно сигнала управления
представляет собой рациональную дробь. При отсутствии управ119
ляющего воздействия ЛА будет ориентироваться так, чтобы оси
связанной системы координат были параллельны осям гироскопа,
так как только при этом условии будет отсутствовать напряжение
обратной связи. В общем случае наведения ЛА необходимо, чтобы
он удерживался контуром стабилизации на прямолинейном курсе,
т. е. при нейтральном положении рулей при произвольном значении
курсового угла и тангажа.
Обеспечение этого условия возможно, если контур стабилизации
траектории по отношению к управляющему воздействию будет обладать интегрирующим свойством. Легко показать, пользуясь формулой (5.4), что это будет обеспечено, если в цепи обратной связи
используется только дифференцирующий гироскоп. Передаточная
функция цепи обратной связи относительно угла ориентации в соответствии с (3.18) и (3.19) имеет вид
=
Wυu ( p ) pWυu′ ( p ) ≈ pKυ′ .
(5.5)
Передаточная функция контура стабилизации может быть выражена при этом следующим образом
Hêñ ( p ) =
M ( p)
Kêñ
,
p M ( p) + N ( p)
(5.6)
где M(p) и N(p) – полиномы.
Передаточные функции динамического и кинематического звеньев после линеаризации уравнений динамики и кинематических
соотношений и «замораживания» параметров представляются формулами (3.8), (3.11), (3.12), так что связь между линейным перемещением в данной плоскости и углом ориентации выражаются формулами
V cos θ0


p ( pTÂ + 1)

(5.7)
 V cos θ0 cos ψ0 
X
.
Wψ ( p ) =
p (1 + pTÂ ) 
Отсюда функция передачи программной системы автономного
управления, представляющей собой последовательное соединение
замкнутого контура стабилизации углового положения ракеты на
траектории и разомкнутых динамического и кинематического звеньев, оказывается равной
WυY ( p ) =
120
′
,
WuY ( p ) = Hêñ ( p ) WυY ( p ). (5.8)
Из (5.7) и (5.8) следует, что при программном управлении с помощью автопилота пренебрегают возможными поступательными отклонениями центра масс ЛА от заданной траектории, которые могу
иметь место при действии бокового ветра, не изменяющего ориентации ЛА, но смещающего его поступательно. При малой длительности полета это допустимо.
Использование линеаризированного выражения передаточной функции (5.8) для полного предполетного расчета программы
управления по заданной траектории недопустимо, необходим полный учет нелинейных связей и изменения параметров.
Однако для синтеза системы, определения устойчивости контура
управления, качества переходного процесса, а также помехоустойчивости контура управления к внутренним шумам и воздействию
турбулентности атмосферы на корпус ЛА использовать (5.8) целесообразно.
Общим достоинством всех автономных систем является высокая
помехоустойчивость и высокая точность.
Недостаток программного автономного управления – невозможность наведения на перемещающиеся цели.
5.4. Полуавтономное радиоуправление
Системы автономного управления, в том числе радиоуправления, с полной автономностью: информационной и аппаратурной
нами рассмотрены. Однако наряду с ними существуют и системы
полуавтономного радиоуправления, в которых имеется информационная автономность, а аппаратурная – отсутствует, поскольку
при определении вектора состояния управляемого объекта (УО)
используется аппаратура, установленная вне УО [1]. Примерами
такой аппаратуры служат передающие устройства, облучающие
естественные радиоориентиры (подстилающая поверхность), а также предающие либо приемопередающие устройства, выполняющие
функции радиоориентиров. В первых из перечисленных систем
внешняя аппаратура играет вспомогательную роль. Они фактически не имеют принципиальных отличий от полностью автономных
систем.
Искусственные радиоориентиры – это специальные опорные
станции (ОС), которые могут быть как стационарными, так и подвижными. При этом параметры положения ОС в каждый момент
времени в выбранной системе координат должны быть известны на
УО. Опорные станции могут работать в режиме маяков, непрерывно
или через определенные моменты времени излучающих информа121
ционные сигналы (беззапросная система), либо в режиме ответчиков, ретранслирующих запросные сигналы УО (активная запросная система). Характерис. ики сигналов в точке расположения УО
содержат информацию о состоянии УО относительно ОС. Измерение
этих характеристик, осуществляемое радиокоординатором УО, позволяет при известном xОС определить вектор состояния УО x0 в выбранном координатном пространстве.
Радиосредства полуавтономного радиоуправления включают
измерительную радиосистему, в состав которой входит целевая аппаратура ОС и радиокоординатор УО. Если ОС только одна, то измерительная радиосистема называется однопозиционной, если используется сеть ОС, то – многопозиционной.
Общая задача определения вектора состояния x0, решаемая радиокоординатором УО, на практике обычно разбивается на два этапа: на этапе первичной обработки оцениваются те или иные информационные параметры радиосигналов ОС (задержка, доплеровское
смещение частоты и др.) и однозначно связанные с ними компоненты вектора x0/ОС после оценки состояния УО (оценки дальностей
ОС-УО, радиальных скоростей и др.), а затем на этапе вторичной обработки в вычислителе формируется оценка x̂0 с использованием
функциональных зависимостей x0 от x0/ОС.
Структурная схема контура полуавтономного управления применительно к задаче управления движением ЛА представлена на
рис. 5.10.
Запоминающее
устройство
xц
Формирователь
команд
uк
xˆ 0
Радиокоординатор
x0/ОС
Автопилот управляемый
объект (УО)
x0
Кинематическое
звено
xОС
Опорные
станции
(ОС)
Рис. 5.10. Структурная схема контура полуавтономного управления
122
В бортовом запоминающем устройстве (ЗУ) записаны известные
заранее характеристики цели xц, в качестве которых могут выступать параметры требуемой траектории ЛА либо координаты объекта наведения. Формирователь команд, используя информацию
с ЗУ и радиокоординатора вырабатывает командный сигнал uк в соответствии с выбранным алгоритмом управления. Автопилот преобразует командный сигнал в необходимые отклонения рулевых
органов, что приводит к изменению параметров движения УО x0.
Кинематическое звено описывает соотношения между параметрами
состояния УО x0 и ОС xОС и измеряемыми координатором относительными параметрами xˆ 0/ÎÑ .
В настоящее время одним из перспективных решений в области
полуавтономного радиоуправления является использование многопозиционных глобальных спутниковых измерительных радиосистем ГЛОНАС и GPS, которые будут нами рассмотрены на следующей лекции.
Контрольные вопросы
1. Как классифицируются системы автономного управления
(САУ)? Их основные чувствительные элементы
2. Комплексная автономная система, принцип построения
3. Принцип действия СА радиоуправления на примере рис. 5.2.
4. Принцип действия СА радиоуправления на примере рис. 5.3.
5. Что такое директорный режим управления?
6. Особенности комбинированных СРУ, включающих системы
автономного управления.
7. Пояснить работу схемы на рис. 5.5.
8. Управление боковым движением ЛА (рис. 5.6).
9. Наведение в режиме следования рельефу местности.
10. Пояснить условия маловысотного полета (рис. 5.8).
11. Автономное управление ракетами ближней дальности действия. Суть программного управления
12. В чем особенности полуавтономного радиоуправления?
13. Пояснить работу схемы на рис. 5.10.
123
ЛЕКЦИЯ 8
5.5. Применение автономных систем наведения
на крылатых ракетах
В настоящее время боевые действия с участием ведущих мировых держав характеризуются все более широким применением высокоточного оружия (ВТО), основными типами которого являются
крылатые ракеты, авиационные ракеты «воздух-земля» и управляемые авиабомбы.
Проблемы навигации крылатых ракет. Крылатая ракета – ракета особого типа, сочетающая свойства самолетов и ракет [10]. Она
приводится в движение реактивным жидкостным или твердотопливным двигателем, но при этом использует подъемную силу плоскости, являющуюся элементом общей конструкции.
Широкое применение крылатых ракет объясняется целым рядом причин:
– во-первых, благодаря их применению резко снижаются потери
авиации (как в дорогостоящей пилотируемой технике, так и в летном составе);
– во-вторых, малая отражающая поверхность по сравнению с самолетами и незначительные высоты подлета к цели резко уменьшают вероятность и дальность обнаружения этих ракет радиолокационными станциями, что, в свою очередь, определяет низкие возможности по обстрелу и уничтожению ракет противником;
– в-третьих, преимущества крылатых ракет – их всепогодность,
способность попадать в цель независимо от метеоусловий и времени
суток.
Основной идеей всех крылатых ракет является то, что это оружие может быть запущено к цели вне пределов досягаемости систем противовоздушной обороны противника с целью не подвергать
стартовую платформу ответной атаке [10, 12]. Полет ракет проходит
по заранее заложенному маршруту, в соответствии с данными разведки относительно положения цели и наличия средств противовоздушной обороны. Ракеты способны преодолевать зоны развитой
системы ПВО противника, что обеспечивается предельно малыми
высотами полета (с огибанием рельефа местности) и автономностью
наведения в режиме «молчания» на основном участке.
Это создает серьезные проблемы проектирования. Первая – заставить крылатую ракету надежно переместиться на расстояние
до тысячи километров в непосредственную близость к намеченной
124
Рис. 5.11. Первая боевая крылатая ракета FZG-76/V-1(ФАУ-1)
цели (работает автономная система управления). Вторая – как только ракета будет находиться в непосредственной близости от цели,
обеспечить точное наведение на цель. Как правило, на конечном
этапе используется система самонаведения.
Первой боевой крылатой ракетой была немецкая FZG-76/V-1
(Фау-1). Система управления ракетой представляла собой автопилот, удерживающий снаряд на заданных при старте курсе и высоте
в течение всего полета.
Стабилизация по курсу и тангажу такой ракеты осуществляется на базе показаний 3-х степенного (главного) гироскопа, которые
суммируются по тангажу с показаниями барометрического датчика высоты, а по курсу и тангажу – со значениями соответствующих
угловых скоростей, измеряемых двумя двухстепенными гироскопами (для демпфирования колебаний снаряда вокруг собственного
центра масс). Наведение на цель выполнялось перед стартом по магнитному компасу, который входил в состав системы управления.
В полете курс корректируется по этому прибору: если курс снаряда
отклоняется от заданного по компасу, электромагнитный механизм
коррекции воздействует на рамку тангажа главного гироскопа, что
заставляет его прецессировать по курсу в направлении уменьшения
рассогласования с курсом по компасу, а система стабилизации уже
приводит и сам снаряд к этому курсу. Управление по крену вообще
отсутствует, так как благодаря своей аэродинамике снаряд достаточно устойчив вокруг продольной оси.
Управляющая движением часть системы функционирует на
сжатом воздухе (реализована средствами пневматики). Она работает следующим образом. Угловые показания гироскопов с помощью
125
поворотных сопел со сжатым воздухом преобразуются в форму воздушного давления в выходных патрубках преобразователя, в этой
форме показания суммируются по соответствующим каналам
управления с учетом подобранных для них коэффициентов и приводят в действие золотники пневматических машинок рулей курса и высоты. Гироскопы раскручиваются также сжатым воздухом,
который подается на турбинки, составляющие часть их роторов.
Для функционирования системы управления на снаряде имеется
специальный шаровой баллон со сжатым воздухом под давлением
150 атм.
Управление дальностью полета осуществляется с помощью механического счетчика, на котором перед стартом устанавливается
величина, соответствующая требуемой дальности, а лопастной анемометр, размещенный на носу снаряда и вращаемый набегающим
потоком воздуха, скручивает счетчик до нуля по достижении требуемой дальности (с точностью ± 6 км). При выводе ракеты на заданную дальность поражения ударные взрыватели боевой части
разблокируются и выдается команда на пикирование («отсекается»
подача воздуха в машинку руля высоты).
Ракеты «Фау» обладали точностью, которой было достаточно
для бомбардировки крупных городских целей, таких как Лондон.
В то же время, если судить по современным меркам, то их система наведения была достаточно примитивной: автопилот на базе
гироскопа выдерживал курс, а анемометр – расстояние до цели.
Анемометр (от греч. ánemos – ветер и métron – мера, metréo – измеряю) прибор для измерений скорости ветра и газовых потоков.
С его помощью непосредственно отсчитывается путь, пройденный
воздушным потоком за заданный промежуток времени
В послевоенный период США и СССР начали развитие своих
собственных программ крылатых ракет. Первая стратегическая
крылатая ракета Fi 103 была оснащена простейшей инерциальной
системой, позволяющей только поддерживать прямолинейный полет и в расчетное время переводить ракету в пике. Современные
инерциальные системы, как мы уже рассмотрели на предыдущей
лекции, включают акселерометры для измерения ускорений ракеты, гироскопы для определения углов тангажа, рысканья и крена,
блок времени, блок начальной информации о параметрах движения
и координатах ракеты во время старта и вычислительную систему
для расчета текущих координат и параметров движения ракеты на
основании данных вышеперечисленных блоков [2]. В настоящее
время технологию механической инерциальной системы заменили
126
более дешевой и более точной инерциальной навигационной системой на кольцевых лазерных гироскопах [14].
Преимуществами инерциальной системы управления является
полная автономность и абсолютная помехозащищенность. Основным недостатком является постепенное накопление ошибки определения текущих координат и параметров движения. Частично эта
проблема решается коррекцией накопленной ошибки определения
координат и параметров движения с помощью внешних источников
информации, но с помощью аппаратуры самой ракеты. Рассмотрим
используемые в автономных системах управления крылатыми ракетами методы коррекции.
На первом этапе разработок для решения задачи коррекции была
применена астронавигационная система или ориентация по звездам. Система использует автоматизированное оптическое устройство, осуществляющее угловые измерения известного положения
звезд для расчета положения ракеты в пространстве.
Астронавигационная система управления имеет два спаренных
коротких телескопа, ведущий и следящий, помещенных во вращающемся астрокуполе в носовой части снаряда (рис. 5.12).
б)
1
а)
2
3
4
5
Рис. 5.12. Астронавигационный метод автоматического наведения крылатых управляемых снарядов на цель: 1 – сдвоенный телескоп;
2 – астрокупол; 3 – двойной светоприемник; 4 – чувствительный элемент в канале продольного управления сдвоенного телескопа;
5 – чувствительный элемент в канале бокового управления
сдвоенного телескопа
127
Телескопы также могут свободно вращаться в вертикальной плоскости на общей оси. Следящий телескоп – это светочувствительный прибор, который должен в любом положении снаряда, следя за
положением заданной крупной звезды по одному из углов ее ориентировки, обеспечить ведущему телескопу (следящему за положением той же звезды по другому углу ее ориентировки) направление
на выбранную звезду. Кроме того, этот прибор должен непрерывно
изменять положение ведущего телескопа вслед за перемещением
этой звезды на небосводе. Управление основано на принципе непрерывного следования снаряда за перемещением географического места (рис. 5.12, б) избранной звезды. Географическое место звезды –
воображаемая точка на земной поверхности, получающаяся при
пересечении прямой, соединяющей центр Земли с данной звездой.
Вследствие вращения Земли вокруг своей оси эта точка будет вычерчивать на поверхности Земли линию, которая может быть определена заранее с абсолютной точностью.
Для целей астронавигации должна быть выбрана такая звезда,
географическое место которой проходит вблизи цели (рис. 5.13,
траектория географического места звезды № 1).
Траектория полета снаряда зависит от кривой, вычерчиваемой
географическим местом данной звезды. Поскольку следящий телескоп снаряда в течение всего времени полета остается направленным на заданную звезду, то, очевидно, направление полета снаря12 11 10 9 8 7 6 5 4
Траектория географическогоместа
звезды №1
Цель
Линия заднего визирования на звезду
Линия переднего визирования
на звезду
Старт
8
7
3 2 1 0
6
5
4 3
2
1 0
Траектория географического места
звезды №2
Рис. 5.13. Построение траектории при астронавигационном методе
автоматического наведения крылатых управляемых снарядов на цель,
примеры переднего и заднего визирования на перемещающуюся звезду
128
да будет непрерывно изменяться в соответствии с относительным
перемещением этой звезды, в результате чего полет снаряда будет
криволинейным.
Пуск снаряда в заранее рассчитанное время (в соответствии с известным положением географического места избранной звезды
в момент пуска) обеспечит прохождение траектории полета снаряда
точно над целью.
Изображение выбранной звезды непрерывно держится в фокусе
фотоэлектрического или другого высокочувствительного светоприемника, состоящего из ряда параллельных светочувствительных
полос (рис. 5.12, а).
При правильном полете снаряда луч света, идущий от заданной
звезды, падает в промежуток между двумя светочувствительными
полосами. В этом случае органы управления снаряда находятся
в нейтральном положении. Перемещение изображения звезды по
высоте не влияет на положение руля поворота. Но если снаряд отклонится от заданного направления, изображение звезды сместится в ту или другую сторону (вправо или влево) и луч света упадет на
одну из двух соседних светочувствительных полос и тем самым изменит ее электрическое сопротивление. Это вызовет появление тока
разбаланса нужного направления, который будет воздействовать
на сервомеханизмы рулей снаряда и таким образом корректировать
курс полета снаряда до тех пор, пока луч звезды не окажется снова
между светочувствительными элементами.
На рис. 5.12, б показаны траектории географических мест нескольких хорошо известных звезд на земной поверхности (пунктирная линия). На экваторе скорость перемещения географических
мест звезд по земной поверхности составляет свыше 1600 км/час,
в умеренных поясах скорость перемещения будет значительно меньше, а на Северном полюсе путь Полярной звезды составляет всего
несколько километров в сутки. Может быть избрана и такая звезда,
траектория географического места которой проходит сзади места
расположения стартовой площадки снаряда (рис. 5.13, траектория
географического места звезды № 2); в этом случае следящий телескоп будет следовать за перемещением звезды, находящейся в направлении, противоположном направлению полета. Из рис. 5.13
видно, что применение такого метода значительно сокращает путь
снаряда к цели, и очевидно, что на практике должен применяться
именно он.
Основным условием применения астронавигационного метода
управления являются стабильность положения снаряда и соблюде129
ние постоянной скорости. Последнее условие, однако, не является
обязательным.
На последнем участке наведения необходимо заставить снаряд
спикировать точно на цель. Одним из способов осуществления этого является независимое наблюдение полета снаряда с помощью
главного и двух вспомогательных радиолокаторов. Таким образом,
момент появления снаряда над целью будет известен, и в нужный
момент специальный радиосигнал вызовет необходимое действие
рулей управления.
Астронавигационная система оказались весьма точной, но и довольно дорогой в производстве и сложной в обслуживании. Также
требуется, чтобы ракеты, оснащенные этой системой, летели на
большой высоте во избежание влияния облачности на линию визирования к звездам.
Основным преимуществом астронавигационной системы является то, что она не восприимчива к радиопомехам, создаваемым
противником.
Достоинства астронавигационных систем послужили толчком
к развитию в настоящее время спутниковых навигационных систем,
таких как Система Глобального Позиционирования (GPS) и ГЛОНАСС. Спутниковая навигация основывается на аналогичной астронавигации концепции, но вместо звезд используются искусственные
спутники Земли, а вместо естественного света – СВЧ сигналы, используются также измерения псевдо-диапазона, а не угловые измерения [15, 18]. Измерения псевдо-диапазона подразумевает измерения
разности дальностей. Причем понятие псевдо-дальность – это искаженная погрешностями дальность от объекта наблюдения до спутника, которая отличается от истинной дальности на величину, пропорциональную расхождению шкал времени на спутнике и в приемнике
пользователя. Псевдо-дальность (в спутниковых определениях) – расстояние между спутником и приемником, вычисленное по времени
распространения сигнала без поправки за расхождение часов спутника и приемника (pseudo-range). Коррекция инерциальной системы
навигационной аппаратурой глобальной навигационной спутниковой системы – коррекция, выполняемая по данным приемника одной из систем спутниковой навигации или их комбинации.
В итоге система наведения с использованием спутников значительно снизила расходы и позволила осуществлять определение местоположения на всех высотах в любых погодных условиях.
Основой разработки таких систем в конце 70-х годов послужило
решение департамента обороны Соединенных Штатов разработать
130
Глобальную систему позиционирования (GPS), которая позволила
бы любому элементу военных действий (самолеты, корабли, подводные лодки, танки, наземные силы) знать свое точное местоположение с использованием техники трилатерации. Трилатерация (от
лат. trilaterus — трехсторонний) – метод определения положения
пунктов путем построения на местности системы смежных треугольников, в которых измеряются длины их сторон. Является одним из методов определения координат на местности наряду с триангуляцией (в которой измеряются углы соответствующих треугольников) и полигонометрией (производится измерение как углов,
так и расстояний). Первые системы глобального позиционирования
GPS (Global Positioning System) разрабатывались исключительно
для военных целей.
В ответ в России была создана по заказу Министерства обороны
СССР глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС.
По существу система GPS образована созвездием геостационарных спутников вращающихся вокруг Земли на средней высоте 20
тысяч километров и расположенных на шести равноудаленных орбитальных плоскостях. Как результат, по крайней мере три спутника всегда видны в любое время с любого места Земной поверхности.
Каждый спутник излучает кодированный сигнал, содержащий существенную для GPS-навигации/определения места информацию,
такую как его позицию и точное время посылки сигнала на Землю.
Поэтому нужен лишь простой приемник, чтобы измерить затраченГЛОНАСС
GPS
Рис. 5.14. Орбиты спутников глобальных навигационных
спутниковых систем. В системе ГЛОНАСС: 3 орбитальных плоскости,
8 спутников в каждой. В системе GPS: 6 орбитальных плоскостей,
4 спутника в каждой
131
ное время между отправкой и приемом сигнала. Расстояние от спутника до станции выводится из этого времени прохождения сигнала
(см. материал далее в п.5.7 данной лекции).
Путем трилатерации производится три различных замера для
трех различных спутников (часто четвертый спутник используется
для повышения точности измерений), откуда получаются три различных расстояния необходимые для определения трех координат
позиции станции (GPS систем) (расположение приемника): широта,
долгота и высота. Этот тип измерений, как уже отмечалось, также
известен как измерение «псевдо-диапазона» на жаргоне GPS. Каждый спутник излучает два типа псевдо-диапазонов: точный код
(P-код), который позволяет определить координату с точностью до
10 метров, и грубый код (C/A-код), который позволяет определить
координаты с точностью до 100 метров. Точный код зашифрован
и ограничен для использования только военными приемниками
США. Приложения для широкого круга пользователей основывается на измерениях из псевдо-диапазона C/A-код.
Спутники ГЛОНАСС находятся на средневысотной круговой орбите на высоте 19400 км с наклонением 64,8° и периодом 11 часов
15 минут. Такая орбита оптимальна для использования в высоких
широтах (северных и южных полярных регионах), где сигнал GPS
ловится плохо. Спутниковая группировка развернута в трех орбитальных плоскостях, с 8 равномерно распределенными спутниками
в каждой. Для обеспечения глобального покрытия необходимы 24
спутника, в то время как для покрытия территории России необходимы 18 спутников. Сигналы передаются с направленностью 38° с использованием правой круговой поляризации, мощностью 316–500
Вт. Для определения координат приемник должен принимать сигнал
как минимум четырех спутников и вычислить расстояния до них.
При использовании трех спутников определение координат затруднено из-за ошибок, вызванных неточностью часов приемника.
Современные ракеты могут использовать данные систем
NAVSTAR (GPS), ГЛОНАСС, Galileo и других.
Система наведения сравнивает рассчитанные инерциальной системой координаты с координатами, рассчитанными на основе полученных приемником спутниковой навигации, и вычисляет текущую ошибку для ее коррекции.
Недостатком систем является слабая помехозащищенность
GPS, так как сигнал GPS по своей природе очень слабый, восприимчивый к эффекту «повторного изображения» (когда сигнал GPS
отражается от рельефа местности или зданий) и изменению точно132
сти в зависимости от количества принимаемых спутников и тому,
как они распределены по небу. Данная система коррекция уязвима
из-за возможных радиоэлектронных помех противника, а также
из-за возможности уничтожения самих навигационных спутников,
поэтому на стратегических крылатых ракетах она комбинируется
с иными системами коррекции [16].
Проблемы с помехоустойчивостью и «повторным изображением»
оказались наиболее трудно решаемыми. Они привели к внедрению
технологии так называемых «умных» антенн, как правило, основанных на «цифровом формировании луча» с помощью специального программного обеспечения. Обычная антенна GPS принимает
сигналы со всей верхней полусферы над ракетой, включая и сигналы спутников GPS, и помехи. Антенна с управляемой диаграммой направленности (Controlled Reception Pattern Antenna, CRPA)
при помощи программного обеспечения синтезирует узкие пучки,
направленные к предполагаемому месторасположению спутников
GPS, в результате чего антенна оказывается «слепа» во всех других
направлениях. Наиболее продвинутые конструкции антенн этого
типа производят так называемые «нули» в диаграмме направленности антенны направленные на источники помех для дальнейшего
подавления их влияния.
Качественные приемники GPS обеспечивают высокий уровень
точности и надежную помехоустойчивость к расположенным на
земной поверхности источникам помех GPS. Они менее эффектив-
Постановщик помех
Постановщик помех
Рис. 5.15. Диаграмма направленности приемной антенны GPS
133
ны против сложных источников помех GPS развернутых на спутниках, беспилотных летательных аппаратах или аэростатах.
Последнее поколение американских крылатых ракет использует
GPS-инерциальную систему наведения, дополняя ее установленной
в носовой части ракеты цифровой тепловизионной камерой. Программное обеспечение бортовых ЦВМ позволяет, воспользовавшись
возможностью автоматического опознавания образов, перенастроить процесс наведения на неподвижные цели наведением на подвижные цели, такие как зенитно-ракетные системы или ракетные
пусковые установки. Линии передачи данных на ракету позволяют
обеспечить возможности перенацеливания оружия в случае, когда
подвижная цель изменила свое местоположение во время нахождения ракеты на марше. Использование этой функции возможно для
пользователей, обладающих разведкой и возможностями выявления таких перемещений цели. Но это не является задачей автономной системы управления.
Рельефометрическая экстремально-корреляционная система –
автономная система с коррекцией, выполняемой по результатам
сравнения эталонного профиля рельефа с рельефом, над которым
пролетает ракета в текущий момент. До пуска на борт ракеты загружают карту рельефа вдоль маршрута полета. Во время коррекции радиовысотомер формирует непрерывный поток данных о высоте полета в виде последовательности превышений и понижений,
которая «ищется» на карте, причем сравниваются именно последовательности относительных высот, а не абсолютные значения. После обнаружения совпадения система управления ракеты получает
точные координаты маршрута во время коррекции и может рассчитать величину накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию
траектории.
Ранние системы коррекции по рельефу местности не позволяли
загружать карты рельефа на весь маршрут из-за ограничений памяти, поэтому в систему управления загружали карты отдельных
зон. Их размеры выбирали таким образом, чтобы при максимальном значении вероятной ошибки ракета гарантированно пролетала
над зоной коррекции. Между ними ракета летела только с помощью
инерциальной навигационной системы. Позднее появился усовершенствованный вариант – англ. Terrain Profile Matching, который
способен непрерывно отслеживать местоположение ракеты. В систему загружают цифровую карту местности вдоль маршрута, на
базе которой «предсказывается» текущее значение высоты. Затем
рассчитанное значение сравнивается с полученным от радиовысо134
томера истинным значением. Разница используется для оценки текущей ошибки навигационной системы и ее коррекции. Точность
системы зависит от количества и размеров элементарных участков
местности, над которыми измеряется высота полета. Чем меньше
размер ячейки и больше их количество в одной последовательности,
тем выше точность системы. Точность также зависит от погрешности измерения высоты. В современных ракетах вместо радиовысотомера используют лазерный дальномер, что улучшает точность
системы.
Следует отметить, что такая система не вполне эффективна при
полете над водной или сезонно изменяемой поверхностью, такой
как песчаные дюны, а также местностью с различной сезонной отражательной способностью радара, такой как тундра и тайга, где
снегопады могут изменить высоту местности или скрыть ее особенности. В связи с этим блок наведения крылатых ракет оснащают дополнительной системой, основанной на оптико-электронной корреляции отображения местности с ее эталонным цифровым образом
(см. п.5.6 данной лекции).
Вдоль маршрута полета над морем часто вместо карт рельефа используют карты магнитных полей.
Оптико-электронная экстремально-корреляционная система –
автономная система с коррекцией, выполняемой по результатам
сравнения эталонного изображения местности с изображением, полученным оптико-электронной камерой ракеты. Принципиально
не отличается от коррекции по рельефу местности. До пуска в памяти БЦВМ ракеты загружаются изображения местности (цифровая
карта), полученные с помощью спутников или воздушной разведки,
вдоль маршрута полета ракеты, района цели, а также самой цели.
Во время полета установленная на борту камера делает снимки
местности, которые «ищутся» на эталонных изображениях. После
обнаружения совпадения система управления ракеты получает точные координаты на момент съемки и может рассчитать величину
накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию траектории.
Как правило, данный вид коррекции используется на заключительном участке полета в районе цели.
В нашей стране также были проведены разработки крылатых
ракет. Первая из них – Х-55 – дозвуковая малогабаритная стратегическая крылатая ракета, совершающая полет с огибанием рельефа местности на малой высоте, предназначена для использования
против важных стратегических объектов противника с заранее разведанными координатами [13]. Первая серийная ракета была пере135
Рис. 5.16. Крылатая ракета Х-55.
Двигатель выходит вниз под действием толкателя пиропатрона,
после чего открывающиеся створки люка закрывают проем,
сохраняя аэродинамическую чистоту изделия. Пиротехнические
толкателями также распахивают консоли крыла и оперения
дана заказчику 14 декабря 1980 г. На западе ракета Х-55 получила
обозначение AS-15 «Kent».
Проектирование новой ракеты сопровождалось решением массы
проблем. Большая дальность полета и малозаметность, требовали высокого аэродинамического качества при минимальной массе
и большого запаса топлива при экономичной силовой установке.
При требуемом числе ракет их размещение на носителе диктовало
предельно компактные формы и делало необходимым складывание
практически всех выступающих агрегатов – от крыла и оперения
до двигателя и законцовки фюзеляжа. Х-55 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с прямым складывающимися крылом
и оперением. Носителями КР Х-55 являются самолеты стратегической авиации.
Современные существующие модификации ракеты Х-55 оснащены системой наведения с оптическим коррелятором по эталонному
изображению местности, инерциально – допплеровской системой
наведения, сочетающей коррекцию по рельефу местности с оптикоэлектронным коррелятором и спутниковой навигацией.
В заключение. В настоящее время инерциальное наведение остается основным способом управления полетом ракеты. Однако в ходе
управления ракетой инерциальным способом, под воздействием
внутренних технических и внешних физических факторов, реальная траектория полета ракеты постепенно отклоняется от заданной.
Ошибки, накапливаемые за время полета, приводят к тому, что ракета отклоняется от цели на значительные расстояния. Так, за один
час полета ракеты типа Tomahawk отклонение траектории полета
136
Рис. 5.17. Размещение ракет на самолете-носителе
может составлять около 800 м. Поэтому на практике траектория
полета ракеты периодически корректируется. Коррекция траектории полета ракеты осуществляется бортовым компьютером на основе информации, поступающей от дополнительно установленных
на ней оптико- и радиоэлектронных датчиков: радиолокационного
высотомера, приемника GPS, радиолокатора, лазерного локатора,
электронно-оптического устройства съемки местности.
5.6. Оптико-электронная экстремально-корреляционная система
наведения по рельефу местности
Для осуществления способа наведения беспилотного летательного аппарата (ЛА) на стационарную наземную цель предварительно
подготавливают и вводят в систему памяти вычислителя ЛА электронную цифровую карту поля высот местности (ЭЦКПВМ) района
цели, на которой задано положение, по меньшей мере, одной эталонной точки прицеливания (ЭТП) [11].
Каждой из ЭТП ставят в соответствие диапазон разрешенных
углов подхода ЛА с учетом того, что из-за накопления навигационных ошибок в процессе полета ЛА к объекту поражения выход на
цель может реализоваться с различных направлений. Затем в процессе сближения ЛА с объектом поражения производят текущую
оценку цифровой карты поля высот местности (ЦКПВМ) района
цели.
При этом для получения текущей оценки ЦКПВМ в районе цели
производят с помощью оптико-электронной системы (ОЭС), по мень137
X1
Первый снимок
S1
D
ε1 φ
1
Горизонтальная плоскость
H
1
δ1
Оптическая ось
Рис. 5.18. Первый снимок
шей мере, два последовательных разноракурсных снимка района
цели с известным пространственным смещением (базой) L (рис. 5.18
и рис. 5.19).
X2
Второй снимок
S2
Горизонтальная плоскость
ε2
D
2
φ2
Оптическая ось
H
Рис. 5.19. Второй снимок
138
δ2
S1
S2
ε2
H
L
2
ε1
1
Совместное
использование
двух снимков
A
Рис. 5. 20. Вычисление текущей оценки высоты
Для первого снимка справедливы формулы
X 
δ1 =arctg  1 ;=
S1 Hctgε1; ε=
1 δ1 + φ1.  D 
Для второго снимка
X 
arctg  2 ;=
δ2 =
S2 Hctgε2 ; ε2 = δ2 + φ2 .  D 
(5.9)
(5.10)
Затем определяют на данных снимках углы ε1 и ε2 между направлением на одну и ту же точку A на местности и горизонтальной
плоскостью в моменты получения первого и второго снимков. По
величине пространственного смещения (базе) L и углам ε1 и ε2 фототриангуляционным способом (метод определения координат точек
местности по фотоснимкам) вычисляют относительную высоту Н, а
также координаты X, Y точки A на местности в системе координат,
связанной с ЛА.
ε2 L,=
H L ( ctgε1 − ctgε2 ). (5.11)
S1 − =
S 2 Hctgε1 − Hctg=
В формуле L – пространственное смещение (база), расстояние
между точками траектории БЛА, в которых получены первый и
второй снимки; ε1 – угол между горизонтальной плоскостью и направлением на точку A на местности при получении первого снимка; ε2 – угол между горизонтальной плоскостью и направлением на
точку A на местности при получении второго снимка.
Многократное повторение описанной выше процедуры по мере
сближения с целью позволяет, вплоть до окончания процесса конечного наведения, уточнять оценку пространственных координат
точки прицеливания (ТП), что обеспечивает высокую точность (по139
рядка одного метра) наведения на цель на участках, предшествующих этапу конечного наведения.
После этого многократно повторяют данную фототриагуляционную обработку вычисления высот Н, а также координат X, Y для
множества точек (облака) на местности в районе цели с заданным
шагом по продольной и боковой координате.
В результате этого получают текущую оценку цифровой карты
поля высот участка рельефа местности (ЦКПВМ) в районе цели.
После совместного использования двух снимков для определения высоты (рис. 5.20) в вычислителе ЛА определяют величину
пространственного и углового смещения текущей оценки ЦКПВМ
относительно введенной ранее ЭЦКПВМ района цели, а также точки прицеливания (ТП) относительно эталонной точки прицеливания (ЭТП). После этого с помощью системы автоматического управления производят формирование сигналов ликвидации текущего
отклонения ЛА от желаемого положения и устанавливают скорректированную траекторию полета к цели.
Благодаря тому, что оптическая ось ОЭС может быть направлена
вперед-вниз относительно направления полета ЛА, полученная текущая оценка ЦКПВМ может быть сопоставлена с ЭЦКПВМ района
цели прежде, чем ЛА минует цель. В связи с этим появляется возможность управлять траекторией полета БЛА на этапе сближения
с целью, а также определять направление подхода и выбирать соответствующую точку прицеливания одновременно с уточнением положения БЛА предлагаемым способом.
P.S. Вообще фотограмметрия – техническая наука, занимающаяся изучением геометрических свойств фотографического изображения объектов, построением оптических и цифровых моделей
и способов их измерения. Термин состоит из трех греческих слов:
свет, запись, измеряю. Существует другой аналогичный термин фототопография, который тоже состоит из трех греческих слов: свет,
местность, пишу. Этот термин применяется, если объектом измерения является местность, а конечным продуктом служат планы и
карты. В зависимости от точки фотографирования фотограмметрия
подразделяется на виды: космическую, воздушную и наземную.
В аналитической геометрии существуют формулы зависимости
координат горизонтального снимка от координат наклонного снимка, элементов внутреннего ориентирования и угловых элементов
внешнего ориентирования. Это задача преобразования координат из
системы в систему. Пространственные геометрические построения и
вычисления называют пространственной фототриангуляцией.
140
5.7. Основы работы c GPS
Основы работы системы с GPS можно разбить на пять основных
подпунктов:
1. Спутниковая трилатерация – основа системы.
2. Спутниковая дальнометрия – измерение расстояний до спутников.
3. Точная временная привязка – согласование часов в приемнике
и на спутнике для чего требуется 4-й космический аппарат.
4. Определение точного положения спутников в космосе.
5. Коррекция ошибок – учет ошибок вносимых задержками
в тропосфере и ионосфере.
В основе определения координат GPS-приемника лежит вычисление расстояния от него до нескольких спутников, расположение
которых считается известным (эти данные находятся в принятом
с GPS-спутника «альманахе»). В геодезии метод вычисления положения объекта по измерению его удаленности от точек с заданными
координатами называется «трилатерацией».
Спутниковая трилатерация
Точные координаты могут быть вычислены для места на поверхности Земли по измерениям расстояний от группы спутников (если
их положение в космосе известно). В этом случае спутники являются пунктами с известными координатами.
Предположим, что расстояние от одного спутника известно, и
можно описать сферу заданного радиуса вокруг него. Если известно
расстояние A до одного спутника, то координаты приемника определить нельзя (он может находиться в любой точке сферы радиусом
A, описанной вокруг спутника). Одно измерение показывает, что мы находимся
на поверхности сферы.
Пусть известна удаленность B приемника от второго спутника. В этом случае
A
образуются две пересекающиеся сферы.
При пересечении сфер образуется круг.
Определение координат также не представляется возможным – объект находится на окружности, которая является пересечением двух сфер.
Третий спутник определяет две точРис. 5.21. Иллюстрация
ки на окружности, образованной при пеодного измерения
141
A
B
C
Рис. 5.22. Иллюстрация двух
измерений
Рис. 5.23. Иллюстрация трех
измерений
ресечении. Расстояние C до третьего спутника сокращает неопределенность в координатах до двух точек (обозначены двумя жирными
точками на рис. 5.23).
Этого уже достаточно для однозначного определения координат –
дело в том, что из двух возможных точек расположения приемника
лишь одна находится на поверхности Земли (или в непосредственной близости от нее), а вторая, ложная, оказывается либо глубоко
внутри Земли, либо очень высоко над ее поверхностью. Таким образом, для трехмерной навигации теоретически достаточно знать
расстояния от приемника до 3 спутников.
Приведенные выше рассуждения рассматривались для случая,
когда расстояния от точки наблюдения до спутников были известны
с абсолютной точностью. Разумеется, на практике всегда есть некоторая погрешность измерений («невязка») – например, из-за неточной синхронизации часов приемника и спутника, зависимости скорости света от состояния атмосферы и др. Поэтому для определения
трехмерных координат GPS-приемника используются не 3, а, как
минимум, 4 спутника. Получив сигнал от 4 (или более) спутников,
GPS-приемник ищет точку пересечения соответствующих сфер.
Если такой точки нет, процессор GPS-приемника начинает методом
последовательных приближений корректировать свои часы до тех
пор, пока не добьется пересечения всех сфер в одной точке.
Спутниковая дальнометрия
Расстояние до спутников определяется по измерениям времени
прохождения радиосигнала от космического аппарата до приемника умноженным на скорость света. Для того чтобы определить вре142
Двоичный код модуляции
Несущее колебание частотой L1 или L2
Фазоманипулированный (BPSK)
сигнал
Рис. 5.24. Фазоманипулированный сигнал
мя распространения сигнала нам необходимо знать, когда он покинул спутник. Для этого на спутнике и в приемнике одновременно
генерируется одинаковый псевдослучайный код.
Передающая аппаратура спутника излучает синусоидальные сигналы на двух несущих частотах: L1 = 1575,42 МГц и
L2 = 1227,6 МГц. Перед этим сигналы модулируются так называемыми псевдослучайными цифровыми последовательностями (используется процедура фазовой манипуляции).
Причем частота L1 модулируется двумя видами кодов: C/A-кодом
(код свободного доступа) и P-кодом (код санкционированного доступа), а частота L2 – только P-кодом. Кроме того, обе несущие частоты
дополнительно кодируются навигационным сообщением, в котором содержатся данные об орбитах ИСЗ, информация о параметрах
атмосферы, поправки системного времени. Приемник и спутник используют одинаковый код.
Коды выглядят как длинный ряд случайных импульсов, как
некоторая «шумовая дорожка». В действительности они не случайные. Они являются тщательно отобранными, «почти» случайными
последовательностями логических нулей и логических единиц, последовательностями, которые повторяются каждую миллисекунду.
Поэтому их и называют «псевдослучайными кодами».
Кодирование излучаемого спутником радиосигнала преследует
несколько целей:
– обеспечение возможности синхронизации сигналов ИСЗ и приемника;
– создание наилучших условий различения сигнала в аппаратуре приемника на фоне шумов (доказано, что псевдослучайные коды
обладают такими свойствами);
143
L1=1575,42 МГц
L1
С/А – код 1,023 (МГц)
Навигац. сообщ.(50 Гц)
Р-код (10,023 МГц)
L2= 1227,6 МГц
L2
Рис. 5.25. Схема получения выходного сигнала системы
– реализация режима ограниченного доступа к GPS, когда высокоточные измерения возможны лишь при санкционированном использовании системы.
Код свободного доступа C/A (Coarse Acquisition) имеет частоту
следования импульсов (иначе называемых «чипами») 1,023 МГц и
период повторения 0,001 сек., поэтому его декодирование в приемнике осуществляется достаточно просто. Однако точность автономных измерений расстояний с его помощью невысока.
Защищенный код P (Protected) характеризуется частотой следования импульсов 10,23 МГц и периодом повторения 7 суток. Кроме
того, раз в неделю происходит смена этого кода на всех спутниках.
Поэтому до недавнего времени измерения по P-коду могли выполнять только пользователи, получившие разрешение Министерства
обороны США. Однако и это «тайное» стало «явным» в результате
утечки секретной информации, после чего к P-коду получил доступ
широкий круг специалистов. Американское оборонное ведомство
предприняло меры дополнительной защиты P-кода: в любой момент
без предупреждения может быть включен режим AS (Anti Spoofing).
При этом выполняется дополнительное кодирование P-кода, и он
превращается в Y-код. Расшифровка Y-кода возможна только аппаратно, с использованием специальной микросхемы (криптографического ключа), которая устанавливается в GPS-приемнике.
Кроме того, для снижения точности определения координат несанкционированными пользователями предусмотрен так называемый «режим выборочного доступа» SA (Selective Availability). При
включении этого режима в навигационное сообщение намеренно
вводится ложная информация о поправках к системному времени
и орбитах ИСЗ, что приводит к снижению точности навигационных
определений примерно в 3 раза.
144
От спутника
От приемника
бортовой системы
Измеряется временная задержка между
одинаковыми участками кода
Рис. 5.26. Методика измерения дальности
Поскольку P-код передается на двух частотах (L1 и L2), а C/Aкод – на одной (L1), в GPS-приемниках, работающих по P-коду,
частично компенсируется ошибка задержки сигнала в ионосфере,
которая зависит от частоты сигнала. Точность автономного определения расстояния по P-коду примерно на порядок выше, чем по
C/A-коду.
При измерении дальности приемник проверяет входящий сигнал со спутника и определяет, когда он генерировал такой же код.
Полученная разница, умноженная на скорость света (~ 300000 км/с)
дает искомое расстояние.
Использование кода позволяет приемнику определить временную задержку в любое время.
Кроме того, спутники могут излучать сигнал на одной и той же
частоте, так как каждый спутник идентифицируется по своему
псевдослучайному коду (PRN или PseudoRandom Number code).
Точная временная привязка
Как видно из сказанного выше, вычисления напрямую зависят
от точности хода часов. Код должен генерироваться на спутнике и
приемнике в одно и то же время. На спутниках установлены атомные часы, имеющие точность около одной наносекунды. Однако это
слишком дорого, чтобы устанавливать такие часы в каждый GPS
приемник, поэтому измерения от четвертого спутника используются для устранения ошибок хода часов приемника. Эти измерения
можно использовать для устранения ошибок, которые возникают,
если часы на спутнике и в приемнике не синхронизированы.
Уже говорилось о том, что для определения пространственных
координат УО x, y, z в прямоугольной геоцентрической системе
координат 0ЗXYZ (рис. 5.27) в спутниковых системах управления
используется псевдодальномерный метод, который позволяет осуществлять беззапросные измерения в условиях наличия расхожде145
Z
ИСЗ
Ri = {xi , y i , zi }
{
Vi = vix ,viy ,viz
Di
УО
R 0 = {x, y, z}
OЗ
{
}
V0 = vx ,vy ,vz
}
Y
X
Рис. 5.27. Геометрические соотношения
при полуавтономном управлении с участием ИСЗ
ния бортовой шкалы времени ИСЗ и шкалы времени УО на произвольную заранее неизвестную величину ∆T0 [1].
Истинная дальность от i-го ИСЗ с координатами xi, yi, zi (на момент измерения) до УО
2
2
2
Di = ( xi − x ) + ( yi − y ) + ( zi − z ) , i = 1,…,N,
(5.12)
где N- число ИСЗ, сигналы которых принимает УО. Этой дальности
соответствует запаздывание принимаемого УО радиосигнала относительно излученного ИСЗ τi = Di /c, где c – скорость распространения радиоволн. Если на УО момент излучения сигнала ИСЗ известен с точностью до ∆T0, то на УО фактически измеряется задержка
τПi = τi+∆T0, которой соответствует расстояние DПi = τПic = Di+∆T0c,
называемое псевдодальностью. Тогда с учетом (5.12)
DÏi =
( xi − x )2 + ( yi − y )2 + ( zi − z )2 + ∆T0 c, i = 1,…,N. (5.13)
Таким образом, при известных на УО координатах xi, yi, zi каждого i-го ИСЗ всего имеется четыре неизвестных параметра x, y, z,
∆T0, для определения которых необходимо иметь систему минимум
из четырех (N = 4) нелинейных уравнений (5.13), т. е. нужно измерить псевдодальности по крайней мере до четырех ИСЗ.
Аналогичным образом для измерения компонент вектора скорости УО (рис. 5.27) используется псевдорадиально-скоростной метод,
допускающий расхождение несущих частот сигнала ИСЗ и частоты
гетеродина УО на некоторую априори не известную величину ∆F0.
Точно также решается система минимум из N = 4 линейных уравнений относительно составляющих вектора скорости УО и частотной
поправки [1].
146
Управление GPS
Министерство Обороны США управляет системой с помощью четырех наземных станций управления – главная станция и три станции управления потоками данных:
– станции слежения непрерывно отслеживают спутники и передают информацию на главную станцию;
– главная станция вычисляет поправки синхронизации атомных
часов спутников. Она также исправляет орбитальную информацию
(эфемериды спутников). Главная станция передает результаты своей работы станциям загрузки;
– станции управления потоками данных обновляют информацию, передаваемую каждым спутником, используя данные, полученные от главной станции.
Работа глобальной системы навигации GPS полностью зависима
от министерства обороны США и нельзя быть уверенным, что в любой момент времени США не включит помеху сигналу или вообще
полностью не отключит гражданский сектор GPS как в отдельно
взятом регионе, так и вообще. Прецеденты уже были. Хорошо, что
у GPS есть альтернатива в виде навигационных систем ГЛОНАСС
(Россия) и Galileo (ЕС), которые в перспективе должны получить
широкое распространение. Так же ведется работа по разработке систем навигации поддерживающих сразу три системы позиционирования GPS, Galileo и ГЛОНАСС.
Контрольные вопросы
1. В чем заключаются особенности наведения крылатых ракет?
2. Принцип действия астронавигационной корректирующей системы. Достоинства, недостатки.
3. Принцип действия корректирующей системы с использованием Глобальной системы позиционирования. Достоинства, недостатки.
4. Сравнение систем «ГЛОНАСС» и «GPS».
5. В чем суть спутниковой трилатерации?
6. Как осуществляется спутниковая дальнометрия?
7. Принцип действия рельефометрической экстремально-корреляционной системы.
8. Принцип действия оптико-электронной экстремально- корреляционной системы наведения по рельефу местности.
9. Как осуществляется вычисление текущей оценки высоты?
147
ЛЕКЦИЯ 9
6. СИСТЕМЫ РАДИОТЕЛЕНАВЕДЕНИЯ
6.1. Основные понятия
Радиотеленаведение является одним из двух способов телеуправления – радиоуправления с командного пункта (КП). Второй
способ – это радиотелеуправление [1, 4, 7]. В телеуправлении используется трехточечный метод наведения, когда накладываются
определенные кинематические связи на движение трех точек: цели,
УО и командного пункта (КП). Телеуправление движением ЛА (УО)
производится путем непрерывного измерения координат цели и ЛА
с помощью радиолокационных средств, вычисления параметра рассогласования, т. е. отклонения УО от правильного полета на цель,
и выработки команд управления, воздействующих через автопилот
на рули ЛА таким образом, чтобы свести отклонение к нулю.
В зависимости от способа передачи управляющей команды на
ЛА и различают командное телеуправление и теленаведение. В командном телеуправлении на КП сравнивают измеренные координаты цели и ЛА и вычисляют команду, однозначно определяющую
требуемое отклонение рулей ЛА. Передача команды производится
с помощью линии связи, причем сигнал несущей частоты модулируется значением команды. Вид модуляции определяет тип радиолинии, состав и схему применяемой в ней аппаратуры.
В случае радиотеленаведения команда на отклонение рулей
вырабатывается на борту самого УО по принятым бортовым приемником сигналам, параметры модуляции которых содержат информацию об отклонении положения ЛА от требуемого. При этом
управляемый ЛА сам не излучает радиосигнал, что обеспечивает
его скрытность.
Управляя излучением ПРД ПУ можно изменять структуру поля
и соответственно менять направление линии (плоскости или поверхности), вдоль которой происходит наведение. Таким образом,
можно осуществлять радиотеленаведение по гибкой траектории,
которая может изменяться в процессе наведения в соответствии
с относительным движением объектов, участвующих в наведении.
Как правило, радиотеленаведение используется на ракетах малой
дальности или входит в состав комплекса с другими системами
управления ЛА: автономным управлением и самонаведением.
148
Принцип действия и структура радиотехнических средств системы радиотеленаведения определяются прежде всего используемым
информационным параметром поля: амплитудой, частотой, фазой,
временным запаздыванием сигналов. В соответствии с этим различают амплитудные, частотные, фазовые и временные системы
радиотеленаведения.
В литературе [1, 3, 4, 6, 7, 23] используются различные классификации систем радиотеленаведения. Так, например, их различают по
методу и траекториям наведения (радиотеленаведение методом совмещения, радиотеленаведение с упреждением, радиотеленаведение по
фиксированной кривой и т. д.); различают по радиосистемам, используемым в качестве звена управления (радионавигационное управление, управление в радиолуче, управление в радиозоне); и т. д. Системы
радиотеленаведения классифицируют также по виду модуляции радиосигнала сигналом управления (часто называют сигналом ошибки):
– с амплитудной модуляцией (информационный параметр – глубина амплитудной модуляции; наведение вдоль равносигнальной
зоны (прямой или плоскости));
– с временной импульсной модуляцией (наведение по запаздыванию ретранслированного сигнала или по разности запаздывания
сигналов, синхронно излученных разнесенными ПУ);
– с фазовой модуляцией (определяется разность фаз гармонических колебаний, непрерывно излучаемых с опорных пунктов);
– с частотной модуляцией (например, применяя частотные дальномеры и измеряя разность расстояний от ОУ до двух ПУ).
Системы радиотеленаведения применяются как для управления на плоскости, так и для пространственного управления. При
временной импульсной, фазовой или частотной модуляции обычно используются два ПУ для управления на плоскости и три – для
пространственного управления. Некоторой трудностью при этом
является сложность обеспечения синхронной работы пунктов
управления и разделения в бортовом ПРМ устройстве сигналов, излучаемых разными пунктами управления. Для разделения сигналов иногда применяются поднесущие колебания. В системах с временной импульсной модуляцией подобное разделение можно осуществить, используя импульсно-временные кодовые группы или дополнительные временные задержки. При амплитудной модуляции
управление, как на плоскости, так и в пространстве практически
осуществляется из одной точки.
Пространственное управление в луче является наиболее общим
случаем радиотеленаведения. Оно позволяет осуществить наведе149
ние на произвольно движущиеся цели, в то время как управление
на плоскости может быть использовано только для наведения на неподвижные цели или цели, движущиеся по водной поверхности.
Первые ракеты «воздух-воздух» оснащались радиокомандной
системой наведения [17,24,26]. Пилот должен был управлять пущенной ракетой с помощью джойстика, установленного в кабине.
Управляющие импульсы передавались на ракету сначала по проводам, затем по радиоканалу. В хвостовой части ракеты с такой системой наведения обычно устанавливался трассер. Трассер это радиомаяк — передающая радиостанция, излучающая радиосигналы,
используемые для определения координат местонахождения радиомаяка, т. е. самой ракеты. Параметры сигнала радиомаяка зависят
от направления излучения: например, его интенсивность. Ракеты
с ручным управлением обладали крайне низкой вероятностью поражения цели. Эти радиоуправляемые средства применялись только днем, при хорошей видимости, в условиях, позволявших наблюдать за целью и дистанционно управляемым боевым летательным
аппаратом.
В дальнейшем систему автоматизировали. Теперь истребитель
формировал узкий радиолуч, направленный строго на цель. Ракета
запускалась внутрь луча, где удерживалась автопилотом на основании сигналов от расположенных в задней части ракеты датчиков.
До тех пор, пока истребитель удерживал луч на цели, ракета двигалась по направлению к ней. Относительно простая технически
система оказалась очень сложной в эксплуатации, так как пилоту
было очень сложно удерживать луч на цели, одновременно пилотируя самолет и наблюдая за воздушным пространством, чтобы самому не стать объектом атаки. К тому же, истребителю не приходилось рассчитывать на прямолинейный, равномерный полет цели во
время наведения. В связи с этим были проведены мероприятия по
улучшению характеристик системы управления ракеты, прежде
всего переводу наведения в автоматический режим.
Интересна история создания системы наведения с использованием метода радиотеленаведения и самой ракеты для нее [24].
8 сентября 1947 году вышло Постановление Совета Министров
СССР № 3140–1028 о проведении НИОКР, в ходе которых предполагалось создать противокорабельный комплекс «Комета» с самолетом-снарядом (крылатой ракетой). Постановление определило основные характеристики комплекса «Комета». В качестве носителя
этого оружия предполагалось использовать бомбардировщик Ту-4.
Радиолокатор самолета Ту-4, летящего на высоте, должен был об150
1
2
3
4
Рис. 6.1. Первая в СССР противокорабельная крылатая ракета КС-1
«Комета». Места расположения аппаратуры:
1 – антенна полуактивной ГСН; 2 – блоки полуактивной ГСН;
3 – аппаратура управления и автопилот;
4 – блок аппаратуры и антенна связи с носителем
наружить типовую цель – корабль водоизмещением 10000 т – на
дальности не менее 100 км. После сближения с ней на 60 км экипаж
пускал самолет-снаряд. Скорость крылатой ракеты должна была
составлять не менее 950 км/ч.
Когда самолет-снаряд был создан, он был очень похож на уменьшенную копию истребителя МиГ-15. Основным отличием самолетаснаряда от истребителя было крыло малой площади с очень большим для того времени углом стреловидности — 57,5° (рис. 6.1). Фюзеляж ракеты также практически воспроизводил таковой у МиГ-15,
но вместо кабины летчика в нем разместили оборудование системы
управления и боевую часть.
Наряду с размещенной над воздухозаборником полуактивной
ГСН, бортовая аппаратура включала блок приема сигналов от самолетной РЛС. Он располагался на законцовке киля и использовался
во время фазы наведения по лучу. Аппаратура K-1 совместно с автопилотом АП-5 обеспечивала вход в радиолокационный луч самолета-носителя, наведение по его равносигнальной зоне и, начиная
с дистанции 10–20 км, – полуактивное радиолокационное самонаведение на цель по отраженному сигналу от цели, посвеченной самолетной станцией.
На схеме (рис. 6.2) наведения самолета-снаряда КС-1 «Комета»
обозначены этапы наведения: 1 – обнаружение цели и взятие ее на
сопровождение РЛС К-IМ носителя, запуск двигателя и отцепка
самолета-снаряда; 2 – ввод самолета-снаряда в узкий луч РЛС про151
1
4
6
3
2
5
Рис. 6.2. Схема наведения самолета-снаряда КС-1 «Комета»
граммным механизмом автопилота; 3 – полет на маршевой высоте
по барометрическому высотомеру; 4 – снижение до высоты 400м;
5 – захват отраженного сигнала РЛС К-IМ носителя полуактивной
РГСН К-IIМ самолета-снаряда. Переход на полуактивное самонаведение; 6 – пикирование на цель и подрыв БЧ контактным взрывателем. Отворот носителя
При наведении ракеты «по лучу» выполнялось коническое сканирование оси диаграммы направленности излучения самолетной
РЛС относительно линии визирования цели. Принимая и преобразуя определенным образом модулированный сигнал этой РЛС,
бортовая аппаратура ракеты устанавливала величину и направленность отклонения самолета-снаряда от линии «самолет – цель» и
выдавала соответствующие команды в автопилот.
При увеличении дальности до цели луч, формируемый РЛС, расширялся, точность наведения падала, поэтому на заключительном
этапе траектории ракеты использовалась схема полуактивного самонаведения по отраженному от корабля-цели лучу. До момента
входа в луч ракета летела по заданной автопилотом программе.
Таким образом, в комбинированной системе удалось уйти от недостатков как самонаведения, связанных с ограниченной дальностью
захвата цели ГСН ракеты, так и командного наведения с его ограничениями по числу каналов при залповой стрельбе и низкой точностью при пусках на большие дальности.
В 1955 году этот комплекс был принят на вооружение. В 1956—
1957 годах были проведены мероприятия по улучшению характеристик ракеты. В первой половине 1960-х годов была начата замена
в эксплуатации ракет КС-1 «Комета» на более совершенные типы
152
ракет КСР-2 и КСР-11 с соответствующей доработкой ракетоносцев
до модификаций Ту-16К-11–16 и Ту-16К-16 (Ту-16КСР, Ту-16КСР-2).
Последняя КС-1 была выведена из эксплуатации в 1969 году, а
оставшиеся 65 носителей модернизировали под использование более совершенных комплексов. Подводя итоги, отметим, что система
«Комета» стала первым в истории советским комплексом управляемого ракетного оружия, поступившим на вооружение, и обеспечила
зарождение и формирование морской ракетоносной авиации – одного из наиболее эффективных компонентов боевой мощи отечественного флота. Принцип действия и схемное построение именно этой
системы студенты каф.24 ГУАП изучают при выполнении лабораторной работы «Комета».
6.2. Системы управления в радиозоне
Системы наведения в радиозоне обеспечивают движение летательного аппарата в заданном пространстве (радиозоне). Используют два способа радиотеленаведения в радиозоне: радиоуправление с помощью равносигнальной зоны, созданной методом амплитудной модуляции; радиоуправление с помощью равносигнальной
зоны, созданной методом фазовой (временной) модуляции.
В первом случае УО наводится по равносигнальному направлению угломерной системы самолета-носителя, направленному на
цель. Глубина амплитудной модуляции несет информацию о величине углового отклонения летательного аппарата от равносигнального положения.
Цель
РСН
∆φ
ПРМ
Автопилот
Рулевой
тракт
УО
РЛС КП
Рис. 6.3. Принцип теленаведения в радиолуче
153
6.2.1. Система наведения в радиолуче
Для осуществления управления полетом ЛА в пространстве в соответствии с трехточечными методами наведения (п.4.3.2) необходимо измерять угловые координаты цели в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и вырабатывать в каждой плоскости параметр рассогласования ∆φ измерением углового отклонения УО от
равносигнального направления (РСН) РЛС КП, следящей за целью.
Функциональная схема аппаратуры управления по РСН показана на рис. 6.4 [6]. Аппаратура, расположенная на командном пункте, состоит из РЛС слежения за целью, излучение которой формирует управляющий радиолуч.
РЛС КП
Синхро
низатор
ГОН
ФОС
Бортовой измеритель
рассогласования
МВЛ
ПРД
АПП
ПРМ
φx
Следящий
угловой
измеритель
ПРМ
Д
АРУ
ДСО
ВОС
φy
ФД Y
∆ φ рY
90 °
ФД X
∆ φ рX
ГПυ
РТυ
δυ
ГПψ
РТψ
δψ
ГПγ
РТγ
δγ
Автопилот
Рис. 6.4. Функциональная схема системы наведения по радиолучу:
ФОС-блок формирования опорного сигнала; ГОН-генератор опорного
напряжения; МВЛ-мотор вращения луча; АП-антенный переключатель;
ДСО-детектор сигнала ошибки; Д-детектор; ВОС-блок выделения опорного сигнала; ФД-фазовые детекторы; ГП-гироскопы; РТ – рулевые тракты
154
На борту ЛА размещается приемная аппаратура устройства измерения углового параметра рассогласования с приемной антенной
и автопилот с рулевым трактом. Измерение дальности до цели при
управлении не требуется. Это большое преимущество рассматриваемой системы теленаведения, так как обеспечивается высокая помехозащищенность. При включении, например, на цели генератора
помех угловые координаты могут быть измерены методом пассивной радиолокации по помеховому излучению.
Для измерения текущих угловых координат цели может быть использован любой метод автоматического сопровождения по направлению (АСН), однако в системах теленаведения по лучу используется метод конического сканирования. При этом измерить параметр
рассогласования можно непосредственно на борту. Представленная
на рис. 6.4 функциональная схема координатора теленаведения состоит из РЛС с коническим сканированием луча диаграммы направленности. Она отличается от обычной импульсной РЛС сопровождения целей только использованием дополнительной кодоимпульсной
или частотно-импульсной модуляции излучения ПРД для передачи опорного напряжения в бортовое устройство. Функциональная
схема бортового измерителя рассогласования (БИР) отличается от
такого же устройства РЛС на КП лишь наличием канала выделения
опорного сигнала.
Функциональная схема РЛС КП содержит блок формирования опорного сигнала (ФОС), в котором производится модуляция
импульсной последовательности синхроимпульсов напряжением
опорного генератора (ГОН) с частотой Ωск, вращаемого синхронно
с излучателем антенны мотором вращения луча (МВЛ).
Функциональная схема БИР содержит ПРМ со схемой АРУ, детектор сигнала ошибки (ДСО), блок выделения опорного сигнала
U
Огибающая импульсов (сигнал ошибки)
Ω ск
t
Частотно-модулированные импульсы,
несущие информацию об опорном напряжении
Рис. 6.5. Сигнал на входе ПРМ бортовой аппаратуры УО.
Ωск – частота сканирования диаграммы направленности РЛС КП
155
(ВОС) и фазовые детекторы (ФД), на выходах которых образуются
напряжения, пропорциональные углу рассогласования ∆φрX и ∆φрY
ЛА относительно равносигнальной линии управляющей РЛС. Применение АРУ определяется большим динамическим диапазоном
сигналов на входе ПРМ БИР, пропорциональным (если не учитывать амплитудных флюктуаций) отношению дальностей R между
КП и УО Uâõ max Uâõ min = RÓÎ max / RÓÎ min .
В автопилот входят гироскопы (ГП), измеряющие углы тангажа,
рыскания и крена, и соответствующие рулевые тракты (РТ). Измерение угловых координат методом конического сканирования подробно рассмотрено в дисциплинах «Радиоавтоматика» и «Радиолокационные системы».
Несмотря на отсутствие необходимости в измерении дальности
до цели, РЛС слежения снабжается автоселектором дальности, что
позволяет открывать ПРМ только на время прихода сигнала от одной цели. В случае, если цель несет на себе помеху самоприкрытия,
селекция целей по дальности становится невозможной, но где бы не
находился строб дальности, открывающий ПРМ РЛС, напряжение
помехи поступит на блоки системы АСН и благодаря модуляции помехи сканированием ДН приемной антенны носитель помех будет
сопровождаться по направлению практически с той же точностью,
что и отражающая цель.
Как уже отмечалось, для передачи опорного сигнала на борт ЛА
используют дополнительную модуляцию зондирующего сигнала по
любому параметру, кроме амплитуды, так как амплитудная модуляция несет информацию о рассогласовании по углу. Может быть
использована частотно-импульсная модуляция или, например,
передача в моменты перехода опорной синусоиды через нуль специальных синхроимпульсов, отличающихся от зондирующих либо
длительностью, либо кодированием.
ПРМ БИР принимает сигналы КП антенной, расположенной
в хвостовой части ЛА, что создает трудности из-за прохождения
ЭМИ через ионизированную плазму факела двигателя. Характерис. ики ослабления сигнала зависят от длины волны излучения,
вида сжигаемого топлива, типа реактивного двигателя и ряда иных
параметров. Среднее значение ослабления может достигать нескольких десятков децибел. Существенное влияние на точность наведения оказывают флюктуации сигнала при ослаблении в факеле,
вызываемые рысканием ЛА на курсе, турбулентностью газов внутри факела и другими причинами, причем глубина паразитной модуляции может существенно превышать 50%, а интенсивная часть
156
спектра флюктуаций может лежать вблизи частоты сканирования,
создавая заметный уровень флюктуационных помех в полосе пропускания контура управления.
К числу еще одной особенности работы радиоаппаратуры в радиолуче относится работа на стартовом участке. После пуска снаряда,
когда действует автономная система управления, устойчивый переход на радиоуправляемый полет в узком радиолуче возможен лишь
при определенных углах подхода снаряда к лучу. При больших углах
возможен «проскок» снаряда через луч, при малых – длительное пребывание в зоне действия боковых лепестков. Последние могут образовывать ложные равносигнальные направления, препятствующие
сближению снаряда с главным равносигнальным направлением.
Нарушение нормальной работы бортовой аппаратуры при вхождении в луч может происходить и при отсутствии или весьма низком
уровне боковых лепестков за счет прерывистого облучения снаряда
вблизи конуса сканирования. В этом случае принимаемые сигналы
имеют вид пачек, повторяющихся с частотой сканирования. Потеря
чувствительности ПРМ после прохождения сильной пачки приводит
к прерывистой работе канала формирования сигнала ошибки и искажает работу органов управления снарядом.
Процесс ввода снаряда в луч облегчается, если пункт управления имеет добавочную, широкую диаграмму направленности. Снаряд предварительно управляется сигналом широкого луча (порядка 20°), а когда управляющие сигналы широкого луча становятся
меньше сигналов узкого луча, переходит на управление узким лучом. Некоторые усложнения бортовой и наземной аппаратуры окупаются надежностью ввода снаряда в луч.
6.2.2. Наведение с использованием
разностно-дальномерного метода
Создание равносигнальной зоны методом фазовой модуляции
требует наличия двух опорных пунктов, на которых расположены
передающие устройства, излучающие синхронизированные сигналы. Система представляет собой по сути гиперболическую навигационную систему (разностно-дальномерный метод навигации).
Такие системы создают на поверхности Земли сетку линий положения, вдоль которых осуществляется наведение. Форма линий
положения зависит от числа и расположения опорных пунктов. Например, один опорный пункт с ретранслятором задает линию положения в виде окружности. ЛА будет двигаться по окружности заданного радиуса с центром, в котором находится опорный пункт. На
157
Y
ЛА
R1
R2
X
0
ОП 1
d
ОП 2
Рис. 6.6. Линии положения в разностно-дальномерном методе
ЛА должен быть радиодальномер и система управления, реагирующая на рассогласование по дальности. Два опорных пункта с синхронным излучением радиосигналов задают линии положения
в виде семейства гипербол (рис. 6.6).
Приемная управляющая аппаратура устанавливается на управляемом снаряде. В бортовом приемном устройстве определяется
разность моментов прихода или фазовый сдвиг сигналов из первого
и второго пунктов. Измеряя эту временную разность или сдвиг фаз,
выбирают гиперболу по которой происходит наведение. В частном
случае, когда устанавливается разность, равная нулю, такая система обеспечивает наведение в плоскости.
6.3. Система радиотеленаведения в плоскости
равных запаздываний (временная импульсная система)
Во временной импульсной системе приемная управляющая аппаратура устанавливается на управляемом снаряде. Там же установлен передатчик (маяк). Опорные пункты (ОП), расположенные
на земле, снабжены ретрансляторами, которые переизлучают сигналы бортового передатчика. Изменяя задержку сигнала в ретрансляторе опорного пункта, можно, смещая линии положения, наводить ЛА на выбранную цель [19].
На рис. 6.7 приведены геометрические соотношения для временно-импульсной системы наведения на плоскости. На рис. 6.8 показана функциональная схема системы, на рис. 6.9 – временные диаграммы сигналов.
На борту управляемого снаряда установлен радиопередатчик
(радиомаяк), излучающий на частоте f1 периодическую последовательность радиоимпульсов с частотой повторения Fi (рис. 6.9, а).
Радиоприемные устройства первого и второго опорных пунктов настроены на частоту f1. Следовательно, радиоимпульсы бортового
158
VСН
Плоскость
равных
запаздываний
Снаряд
z СН
ψС0
ψСН
RI
ОП1
RСН
0
R II
Z
ОП2
d
Рис. 6.7. Геометрические соотношения
для временно-импульсной системы
радиотеленаведения на плоскости
ПРД будут приняты ПРМ обоих пунктов (рис. 6.9, бI , б II). Задержки в приеме t1>t2, так как ОП1 дальше.
ПРД первого ОП переизлучает принятые импульсы без изменения их частоты повторения и длительности на несущей частоте f2I
(рис. 6.9, вI). Временная задержка при этом переизлучении отсутствует (паразитными задержками в цепях пренебрегаем). ПРД второго ОП переизлучает принятые импульсы также без изменения их
частоты повторения и длительности, но с задержкой τз0 (рис. 6.9,
вII) и на другой несущей частоте f2II. Последнее обеспечивает возможность частотного разделения каналов в бортовом ПРМ.
Первый бортовой ПРМ настроен на частоту f2I , второй – на частоту f2II. Частоты f2I и f2II и полосы пропускания бортовых ПРМ
выбираются таким образом, чтобы обеспечить раздельный прием
сигналов с обоих ОП.
Сигналы, принятые бортовыми ПРМ (рис. 6.9, г), в результате детектирования превращаются в видеоимпульсы (точки дI и дII
на схеме рис. 6.9 и соответствующие им временные диаграммы на
рис. 6.9, дI , дII). Видеоимпульсы воздействуют на триггер (рис. 6.8),
на выходе которого получается напряжение прямоугольной формы
(рис. 6.9, е).
Это напряжение управляет работой демодулятора временных
интервалов, на выходе которого образуется сигнал uê′ . Если не учитывать инерционности выходного фильтра демодулятора времен159
uк
Блок
формирования
команд
uR
CН
Бортовая
аппаратура
Потенциометр
дальности
uк′
Демодулятор
временных
интервалов
Блок
дальности
е
Триггер
дI
д II
Радиоприемное
устройство f2 I
гI
Автономный
радиомаяк
а
f2 I
Радиоприемное
устройство f2 II
г II
f1
вI
Радиопередающее устройство
бI
Радиоприемное устройство
Опорный пункт I
f2 II
б II
в II
Радиоприемное уcтройство
Радиопередающее устройство
Блок задержки τ з0
Опорный пункт II
Рис. 6.8. Функциональная схема временно-импульсной системы
радиотеленаведения на плоскости
160
Ti
Ti /2
а)
tI
бI)
tII
бII)
вI)
t З0
вII)
tII
2tI
2tI
гI)
гII)
дI)
дII)
е)
TII
TI
Ti
Рис. 6.9. Временные диаграммы сигналов системы РТН
ных интервалов, то значение этого сигнала можно определить по
формуле
′ kÏ
u=
ê
TI − TII
= kÏ χê , TI + TII
(6.1)
где TI и TII – длительности соответственно первого и второго временного интервалов несимметричного прямоугольного напряже161
ния (рис. 6.9, е); kП – коэффициент передачи демодулятора временных интервалов; χк – коэффициент команды.
После коррекции в потенциометре дальности, в блоке формирования команд образуется командный сигнал uк, поступающий
в автопилот. Потенциометр дальности в данной системе может
управляться и от программного механизма. Возможно также использовать импульсный характер излучения и управлять потенциометром дальности напряжением uRÑÍ , которое пропорционально
временному запаздыванию, т. е. расстоянию RI≈RСН (рис. 6.7). Напряжение uRÑÍ вырабатывается в блоке дальности (рис. 6.8).
Установим для рассматриваемой системы радиотеленаведения
связь между сигналом uê′ и углом отклонения ψСН (рис. 6.7). При
малых по сравнению с расстоянием до снаряда базах (d << Rсн) и
небольших отклонениях снаряда от оси xзм (угол визирования невелик) значение угла ψСН определяется приближенным равенством
RI − RII
,
(6.2)
d
где R I и R II – дальности до управляемого снаряда от первого и второго ОП соответственно. Эти дальности связаны с временем распространения ЭМ колебаний (τI, τII) следующими соотношениями
R I = c τI,
(6.3)
ψ ÑÍ ≅
RII = c τII, (6.4)
где c – скорость распространения ЭМ колебаний. Подставляя RI и
RII в формулу (6.2), получаем
ψ ÑÍ ≅
τI − τII
c. d
(6.5)
Установим теперь связь между интервалами времени τI и τII ,
с одной стороны, и длительностями импульсов прямоугольного напряжения на выходе демодулятора временных интервалов TI и TII,
с другой. Эти соотношения даны формулами
TI − TII ≅ 4 ( τI − τII ) + (TI − 2τç0 ), (6.6 а)
TI+TII = Ti. (6.6 б)
Полученные равенства справедливы, если пренебречь изменением расстояний RI и RII за время Ti, что практически вполне допустимо. Из соотношения (6.5) и (6.6 а) имеем
d
TI − TII ≅ 4ψ ÑÍ + (Ti − 2τç0 ). (6.7)
c
162
Из (6.1) с учетом (6.6) и (6.7) получим
uê′ ≅ 4kÏ
d 1
( ψÑÍ − ψÑ0 ), c Ti
(6.8)
 c 
где=
ψ Ñ0 
 (Ti − 2τç0 ).
 4d 
Таким образом, при отклонении снаряда от направления, заданного углом ψС0, рассматриваемая система вырабатывает сигнал рассогласования uê′ . Следовательно, система обеспечивает наведение
снаряда вдоль вертикальной плоскости положение которой (ψС0)
можно изменять, меняя время задержки сигнала (τз0) в опорном
пункте II. Если τз0 = 0,5 Ti, наведение будет происходить вдоль плоскости равных запаздываний (рис. 6.7), перпендикулярной базе d и
проходящей через ее середину.
Рассмотренная функциональная схема системы имеет два радиоканала. Оба канала идентичны, за исключением значений рабочих
частот несущих колебаний.
Задавая параметры радиосигнала, необходимо обратить также
внимание на выбор частоты повторения импульсов. Учитывая формулы (6.8) и (6.1), можно определить
F=
i
1
c
≤
. Ti 5dψ max
(6.9)
Очевидно, что частота Fi должна значительно превышать максимальную частоту в спектре командного сигнала. Максимальное
значение частоты ограничивается наибольшим возможным отклонением снаряда от заданной плоскости наведения (ψmax). При
слишком высокой частоте повторения возникает неоднозначность
в определении разности (τI–τII), в результате чего может измениться направление наведения. Соответствующее условие получим, полагая, что максимальное значение коэффициента команды χк при
нормальной работе триггера (рис. 6.6) не должно превышать примерно 0,8.
Мы не будем рассматривать структурную схему контура управления для рассмотренной системы радиотеленаведения в плоскости равных запаздываний. В последнее время она используется для
управления ЛА только в особых случаях. Подробный материал на
эту тему содержится в [19, с. 540–542].
163
6.4. Структурные схемы систем управления в радиолуче
Особенность управления снарядом в радиолуче заключается
в том, что его траектория задается изменением направления равносигнальной оси по азимуту ∆α и углу места ∆β, так как РЛС визирования измеряет не линейные перемещения цели ∆h, ∆Z, а угловые
приращения [7]
∆α ö ≈
∆Zö
Dö
и ∆βö =
∆hö
Dö
,
(6.10)
где Dц – дальность до цели (см. примеры системы на рис. 6.13).
Снаряд, двигаясь в сторону нового положения луча, при больших значениях дальности должен проходить большие расстояния
(формула 6.11)
∆Zс≈∆αцDс и ∆h≈∆βцDс, (6.11)
где Dс – дальность до снаряда от пункта управления. Это равносильно тому, что в процессе удаления снаряда от пункта управления интенсивность управления должна возрастать пропорционально дальности Dс(t).
На рис. 6.11 представлена упрощенная структурная схема управления снарядом (например, ЗУР – зенитной управляемой ракетой),
стабилизированного только по крену с учетом изменяющейся дальности до цели и снаряда.
Система состоит из двух контуров соединенных последовательно: контура автоматического определения координат цели и конту∆Zц
Цель 2
∆αц
1
Dц
∆Zc
∆αс
Dc
Ω
ϕ вых(t)
ϕвх(t)
Снаряд
РЛС
Рис. 6.10. Система управления в луче при одной РЛС
164
Кинематическое звено
цели
Vц
1
p
∆Zц
1
Dö
Кинематическое
звено УО
Снаряд (УО)
∆ϕ
1
2 2
T p + 2ξTp + 1
1
TΦ p
Ф
(θ)
Vc
p
∆Zс
(∆h)
φвх
РЛС
φˆ вх
φ вых
1
Dc ( t )
Пункт управления
Рис. 6.11. Структурная схема контура управления в луче
при стабилизации снаряда только по крену
ра управления снарядом. Последний обладает переменным коэффициентом передачи и содержит два интегратора. Для достижения
устойчивости и постоянства коэффициента передачи необходимо
в контур ввести фазоопрежающее звено и устройство, увеличивающее значение коэффициента передачи пропорционально дальности.
Увеличение коэффициента передачи может осуществляться
с помощью функционального преобразователя или программного
механизма, определяющего дальность по средней скорости полета
Dс = Vср·t.
Значительное увеличение устойчивости контура наведения может быть достигнуто введением в него дополнительных обратных
связей, например, через позиционные гироскопы с начальными
(стартовыми) значениями курса ψ0 и тангажа υ0 Это учтено в схеме
на рис. 6.12. В этом случае контур будет содержать одно интегрирующее звено. Управление по такой схеме при больших угловых ускорениях входного сигнала φ′′ö
может привести к значительным
ошибкам. Однако такая схема может применяться в системе управления с двумя РЛС по упрежденной траектории, при которой вторые производные углового перемещения управляющего луча малы.
Системы управления с двумя РЛС обладают еще тем преимуществом, что случайные колебания луча, сопровождающего цель,
вызванные флюктуациями отраженных сигналов и помехами, могут быть в значительной мере отфильтрованы, прежде чем они будут использованы для задания направления управляющему лучу.
В системе с одной РЛС угловые флюктуации сопровождающего луча
полностью передаются в контур управления.
165
Цель
Vц
1
pDц
ПУ
φ вх
Память
φˆ
РЛС
∆φ
вх
φвых
1
TП p
Снаряд – автопилот
1
2 2
T p + 2ξTp + 1
βс
Tψ p + 1
(αс)
Скоростной
гироскоп
ψ0(υ0)
Позиционный
гироскоп
Кинем. Звено
ψ`
(υ )
`
1
Tψ p
ψ
Ф
(υ)
(θ)
Vc
p
∆Zс
(∆h)
1
Dc ( t )
Рис. 6.12. Структурная схема контура управления в луче
при стабилизации снаряда по курсу и тангажу
Рис. 6.13. Зенитно-ракетный комплекс «Оса-АКМ» с ракетой 9М33М3,
использующий метод наведения в луче
166
В тех случаях, когда все же используется одна РЛС и необходимо
повысить порядок астатизма, в автопилот наряду с позиционным
гироскопом может быть введено устройство, запоминающее текущие значения курса ψ0 и тангажа υ0. На рис. 6.12 такое устройство
названо «памятью». Запоминание осуществляется электронными
или электромеханическими интеграторами, действие которых эквивалентно повороту основания (базы) гироскопа на углы ψ(t) – ψ0
и υ(t) – υ0. В такую систему также обязательно вводят фазоопережающее звено.
Применение той или иной структурной схемы зависит от конкретных условий наведения. В качестве таких условий может быть
задана точность и помехоустойчивость. Во всех случаях повышение
точности наведения может достигаться не только путем увеличения
астатизма контура сопровождения и управления, но и переводом
вблизи цели бортовой аппаратуры в режим полуактивного или пассивного самонаведения.
6.5. Явление скручивания координат
в системе управления в радиолуче
При декартовом рулевом управлении и стабилизации ЛА по
крену (с помощью канала крена автопилота) каналы тангажа и рыскания развязаны друг относительно друга и управляют ЛА в двух
взаимно перпендикулярных плоскостях независимо. При этих условиях контуры автоматического управления ЛА на траектории
в одной и другой плоскостях оказываются также независимыми
друг от друга. Поскольку разложение вектора углового рассогласования ∆φ на составляющие по осям координат в картинной плоскости (вертикальная плоскость сечения диаграммы направленности
при коническом сканировании) определяется фазовым сдвигом огибающей модулированных сигналов относительно квадратурных составляющих опорного напряжения, постольку фазовые искажения
в тракте приема модулированного сигнала или приема опорного напряжения приводят к такому изменению составляющих параметра
рассогласования, которое эквивалентно их изменению при повороте осей координат XY в положение X*Y* вокруг оси OZ с преобразованием составляющих ∆φX и ∆φY в составляющие ∆φX* и ∆φY*. Это
явление носит название «скручивание координат». Основными источниками фазовых сдвигов в бортовой аппаратуре, которые приводят к скручиванию координат, могут явиться неправильный выбор
постоянной времени АРУ ПРМ и неправильный выбор полосы ФНЧ
для выделения опорного сигнала. Постоянная времени АРУ должна
167
быть по крайней мере на порядок больше периода сканирования, а
полоса ФНЧ по возможности шире, но так чтобы через фильтр не
проходила вторая гармоника частоты сканирования, что было бы
эквивалентно нелинейному искажению опорного напряжения.
Если фазовый сдвиг опорного напряжения обозначить ξон, а фазовый сдвиг огибающей сигнала в цепях ПРМ ξс, то
=
uîï Uîím cos ( Ωñê t + ξîí ), u=
c Sφ ∆φ cos ( Ωñê t + µ + ξc ), (6.12)
здесь Sφ – крутизна пеленгационной характеристики БИР, μ – угловая чувствительность.
Угол эквивалентного скручивания измерительной системы координат OY*X* относительно отсчетной OYX равен
Г = ξон– ξс. (6.13)
Связь между измеренными и фактическими отклонениями при
наличии скручивания определяется соотношениями [6]
∆φX* = ∆φ X cos Γ + ∆φY sin Γ, ∆φY * = −∆φX sin Γ + ∆φY cos Γ. (6.14)
Если представить себе ЛА в некоторый момент времени отклоненным от следа оси антенны РЛС на угол рассогласования ∆φ, т. е.
находящимся в точке Р (рис. 6.14) на картинной плоскости, и в этот
момент включить систему управления, чтобы отработать начальное
а)
Y*
Y
**
Y
X**
∆φY0
Г2
X*
P
III II
Г1
I
0
б)
∆φX0
∆φY
II III
I
X
Картинная
плоскость
Рис. 6.14. Пояснение процесса скручивания координат
168
t
отклонение до нуля, то будет иметь место переходный процесс, соответствующий подаче скачка на вход системы. В отсутствие скручивания изображающая точка Р перейдет в начало координат по
прямой ОР, причем отклонения в одной и другой плоскостях будут
уменьшаться во времени апериодически и независимо друг от друга, как это представлено на рисунке для ∆φY кривой I. Если угол
скручивания Г не равен нулю, то контуры управления ЛА в обеих плоскостях окажутся связанными. Так сигналом ошибки, действующим на канал тангажа автопилота не будет отклонение ∆φY,
а будет измеренное отклонение ∆φY*, соответствующее отклонению
по наклонной оси OY*, а для канала рыскания – ∆φX*. Однако каналы тангажа и рыскания управляют движением ЛА в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, соответствующих осям OY и
OX в картинной плоскости. Следовательно, изменение ∆φX* вызовет
регулирование по ∆φX, а регулирование по ∆φX – изменение обоих
измеренных отклонений ∆φX* и ∆φY*, являющихся проекциями ∆φ
на оси OX* и OY*. Аналитически это может быть учтено при определении передаточных функций с использованием выражения (6.14).
При 0≤Г≤45° отображающая точка Р будет при согласовании
двигаться в картинной плоскости по спирали, а отклонения в каждой из ортогональных плоскостей будут уменьшаться со временем
по закону затухающего колебания (кривые II на рис. 6.14,б). При
Г = 45° связь между контурами управления ЛА приведет к потере
устойчивости, так как изображающая точка Р будет двигаться после воздействия скачка по окружности, отклонение будет изменяться по закону незатухающих колебаний (кривая III на рис. 6.14,б), а
ЛА в пространстве будет двигаться по винтовой линии вокруг равносигнальной линии.
Явление скручивания координат является частным случаем расхождения между измерительной системой координат, в которой
определяются измеренные отклонения, и исполнительной, в которой осуществляются управляющие воздействия.
Контрольные вопросы
1. Существуют два способа телеуправления. Какая между ними
разница?
2. Пояснить принципы классификации систем радиотеленаведения.
3. Как формируется РСН в системе с коническим сканированием? В моноимпульсном угломере?
4. Как передается опорный сигнал на борт ракеты?
169
5. Зачем нужен опорный сигнал?
6. Как связана глубина амплитудной модуляции сигнала на входе ПРМ ракеты с величиной отклонения ракеты от РСН?
7. С какой целью осуществляется разложение сигнала ошибки
на две ортогональные составляющие?
8. Как создается равносигнальная зона в методе наведения с фазовой модуляцией?
9. Правило выбора несущих частот во временно-импульсной системе радиотеленаведения на плоскости.
10. От чего зависит выбор частоты повторения импульсов в системе?
11. Как можно менять положение вертикальной плоскости наведения?
12. Какова передаточная функция контура автоматического
определения координат цели и контура управления снарядом?
13. Назначение блока памяти в схеме на рис. 6.12.
14. Показать на рис. 6.12 форсирующее звено
15. Пояснить явление скручивания координат
170
ЛЕКЦИЯ 10
7. РАДИОТЕЛЕУПРАВЛЕНИЕ
(КОМАНДНОЕ УПРАВЛЕНИЕ)
7.1. Типы систем командного радиоуправления
В системах радиотелеуправления (командного управления)
команды формируются на пункте управления (ПУ). Сформированная команда передается на объект управления (ОУ) через
командную радиолинию (КРЛ) управления. Команды формируются на основе информации, полученной на командном пункте
с помощью радиоэлектронных систем обзора пространства и целеуказания, систем определения местоположения и параметров
движения цели и управляемого летательного аппарата. В общем
случае в состав ПУ входят одна или несколько радиолокационных станций, вычислительное устройство и командная радиолиния управления.
Командное управление может быть использовано для управления движением объектов (самолеты, ракеты, торпеды, корабли,
космические аппараты и т. д.), работой различной бортовой аппаратуры, а также для управления режимами работы неподвижной
системы (радиостанции, двигателя, охранной системы и т. п.). Как
правило, при этом используются не совмещенные радиолинии и
системы. Совмещенные же радиолинии, обеспечивающие одновременную передачу нескольких видов информации, вплоть до единой радиолинии для всех видов информационного обмена между
пунктом управления и объектом управления, позволяют свести
к минимуму состав требуемой бортовой и наземной аппаратуры.
Однако совмещение различных функций в одной радиолинии усложняет приемо-передающую аппаратуру и в ряде случаев не позволяет оптимизировать характеристики бортовых и наземных
систем.
В системах следящего управления одним атмосферным ЛА
в КРЛ обычно имеются два канала передачи количественных команд управления (например, при декартовом рулевом управлении
передаются команды управления по курсу и по тангажу). Эти командные каналы являются радиозвеньями контура управления.
Многоканальные КРЛ используются для одновременного управления несколькими атмосферными ЛА.
171
Дальность действия КРЛ, применяемых в СУ атмосферными
ЛА, не превышает нескольких сотен километров. Поэтому обеспечение достаточного энергетического потенциала в таких радиолиниях обычно не вызывает затруднений.
При наведении снарядов для формирования сигнала команды
на ПУ необходимо иметь данные о положении и движении снаряда
и цели. Существуют два способа получения этих данных. Первый
способ – визирование снаряда и цели с ПУ. Способ называется командным радиоуправлением I типа (КРУ- I) Второй способ – визирование цели со снаряда и передача результатов визирования
на ПУ через специальную радиолинию передачи данных (КРУ-II).
Соответствующие способам функциональные схемы приведены на
рис. 7.1 и 7.2.
КРУ-I. В схеме на рис. 7.1 РВ цели КП работает по сигналу, отраженному от цели. РВ УО (снаряда) на КП работает по сигналу ответчика управляемого объекта (переизлученный сигнал). Данные
радиовизиров обрабатываются в вычислительном устройстве (ВУ),
затем формируются команды управления снарядом. Сигнал команды поступает в АП с некоторым запаздыванием, присущим линии
передачи команды.
Цель
ВУ и
устройство
формирования команд
Радиовизир
цели
Радиовизир
УО
ПРД КРЛ
Обзорная
РЛС
Пункт управления
Приемо-передающая
антенна ответчика
ПРД
ПРМ
ПРМ
КРЛ Команды в АП
на исполнительные
органы
(рули) снаряда
Управляемый объект
Рис. 7.1. Функциональная схема системы управления КРУ-I
172
Радиовизир
цели
Борт снаряда
Устройство
формирования данных
визирования цели
ВУ и устройство
обработки информации
Оператор
ПРД
ПРМ данных
визирования цели
ПРМ КРЛ
К АП
снаряда
ПРД
КРЛ
Датчик команд
Пункт управления
Рис. 7.2. Функциональная схема системы управления КРУ- II
Система, изображенная на рис. 7.1, в ряде случаев может быть
упрощена путем совмещения аппаратуры канала запроса в РВ снаряда с аппаратурой командной радиолинии (КРЛ). При известных
условиях можно также совместить аппаратуру РВ снаряда с аппаратурой РВ цели. Такое совмещение возможно в тех случаях, когда
азимуты и углы места, определяющие положение снаряда и цели
в пространстве в единой системе координат не будут существенно
различаться. Особенно целесообразно такое совмещение при управлении снарядом с самолета.
КРУ- II. В схеме на рис. 7.2 РВ цели установлен на борту снаряда. Как правило, КРУ- II полуавтоматические системы. В их работе
участвует оператор, что и отражено на рисунке.
Результаты визирования на борту снаряда в виде телевизионного
или радиолокационного изображения цели по специальной радиолинии передаются на ПУ. Информация о положении цели относительно снаряда, соответствующая радиолокационному или телевизионному изображению, на борту снаряда преобразуется в удобную
последовательность кодированных импульсов и по радиолинии
трансляции передается на ПУ. Приемная аппаратура ПУ восстанавливает изображение цели и позволяет оператору контролировать
угловые рассогласования, возникающие в процессе наведения.
Об оставшейся дальности оператор может судить по задержке отраженных сигналов РВ снаряда или по размерам цели и местных
173
предметов при телевизионном визировании. В последнем случае
система управления обладает высокой разрешающей способностью
независимо от дальности до ПУ и применяется при наведении снарядов класса «воздух-земля». При использовании системы управления снарядами класса «земля-земля» дальность действия системы
может значительно превышать дальность прямой видимости.
Структурная особенность системы управления КРУ- II заключается в том, что по мере сближения с целью преобразование линейных перемещений цели ΔZ или Δh в угловые α, β возрастает обратно
пропорционально расстоянию между снарядом и целью:
∆α ≈
∆Z
∆h
.
и ∆β ≈
Dñö
Dñö
(7.1)
Вследствие этого структурная схема системы соответствует
структурной схеме системы самонаведения и отличается от нее
лишь тем, что сигнал управления (команда) вырабатывается на
пункте управления, а не на борту. Помехоустойчивость системы
КРУ- II несколько ниже, чем системы первого типа в силу того, что
она имеет дополнительную линию радиосвязи, открытую со стороны цели.
Наблюдая за экраном визира, оператор вырабатывает команду
управления, которая передается на борт снаряда по командной радиолинии.
Так как при указанном управлении оператор входит в общую
замкнутую цепь системы, то необходимо учитывать и его «функцию передачи». На основании статистических исследований реакция оператора на зрительное восприятие может быть описана зависимостью
KW ( p ) =
ke−tç p
,
Tp + 1
(7.2)
которая отображает инерционность 1/Tp+1 и задержку во времени
e−tç p его действий. Высоко тренированный оператор может действовать с опережением, осуществляя также функциональную зависимость Tp+1, необходимую для устойчивого управления процессом
[1].
В системе управления следует особо учитывать относительные
расположения осей трех систем координат: измерительной системы, например РЛС визирования снаряда, исполнительной системы,
связанной с мгновенным положением осей снаряда, и командной
174
системы, определяемой вычислительным устройством ПУ. В процессе наведения исполнительная и измерительная системы координат вращаются и скручиваются друг относительно друга, создавая
искаженное изображение относительных перемещений цели и снаряда. Эти искажения могу приводить к неправильной выработке
команд и перекрестному управлению. При самонаведении оно оказывается меньше, так как в этом случае измерительная система координат практически совпадает с исполнительной.
Скручивание координат устраняется, если координаторы пункта
управления и снаряда гиростабилизированы в пространстве. Скручивание может быть устранено также введением соответствующих
поправок в команды управления.
И так. Системы КРУ-I по сравнению с системами КРУ-II имеют
более простое построение аппаратуры, расположенной на борту
управляемого объекта. Кроме того, бортовая аппаратура обладает
высокой помехозащищенностью, так как приемный канал ориентирован на прием только сигналов командной радиолинии. К недостаткам таких систем можно отнести малую дальность действия,
которая ограничивается пределами прямой видимости. Особенно
это сказывается в системах теленаведения класса «земля–земля».
Поэтому такие системы применяют в основном для наведения ракет
классов «воздух–земля» и «воздух–воздух», в которых командный
пункт, формирующий команды управления, находится на борту
летательного аппарата – ракетоносца. В этом случае при формировании команд управления необходимо иметь и учитывать информацию о параметрах движения носителя КП, что усложняет процесс
наведения.
Бортовая аппаратура систем КРУ-II, получающая информацию
о цели и ретранслирующая ее на командный пункт, значительно
увеличивает дальность действия и позволяет осуществлять наведение ракет класса «земля – земля» на низколетящие, наземные и
надводные цели. Однако это существенно увеличивает сложность
бортовой аппаратуры и снижает ее помехозащищенность, так как
приемный канал открыт со стороны цели и это дает возможность
создавать умышленные помехи системе наведения.
Наконец, иногда выделяют командное радиоуправление III типа
КРУ- III. Это частный случай КРУ- I, когда цель совмещена с местоположением радиовизира управляемого объекта (наведение «на
себя»). Такое управление применяется, например, в системах слепой посадки самолетов, когда оператор РЛС, находящейся в конце
взлетно-посадочной полосы, в соответствии с расчетной траектори175
Рис. 7.3. Посадка на палубу авианосца
ей посадки передает по радиолинии пилоту команды типа «влевовправо», «вверх-вниз» (рис. 7.3).
Системы радиотелеуправления могут быть использованы для
управления любыми типами снарядов и при любых методах наведения. Однако не все, возможные в принципе, сочетания системы
радиотелеуправления и метода наведения являются практически
целесообразными. Так, например, применять радиотелеуправление и визирование с ПУ для наведения снаряда по кривой погони не
выгодно, так как при этом потребуется неоправданное усложнение
аппаратуры.
Радиотелеуправление при визировании цели со снаряда применяется, как вы уже знаете, при ручном управлении. В таком случае оператор имеет возможность формировать команды, учитывая
положение цели в системе координат, связанной со снарядом. При
автоматическом управлении применять радиотелеуправление при
визировании цели со снаряда уже невыгодно. Объясняется это тем,
что бортовую ЦВМ можно установить на снаряде и, следовательно,
обойтись без радиолинии передачи данных визирования и радиолинии телеуправления, т. е. перейти к самонаведению.
При наличии радиопротиводействия со стороны противника
наиболее слабым звеном системы обычно являются средства визирования цели, работающие по отраженному сигналу. Необходимо
также учитывать и организацию противником радиопомех работе
КРЛ.
В автоматических системах радиотелеуправления применяют
следующие варианты автоматических систем:
1. КРУ-I при использовании методов наведения в упрежденную
точку или метода совмещения.
176
2. КРУ-II при наведении по фиксированной или баллистической
траектории на неподвижную цель с известными координатами.
В системах управления снарядами с помощью радиокоманд обеспечивается наведение по заданной траектории и выполнение разовых операций (перевод снаряда в режим самонаведения, аварийный
подрыв и т. п.). В комплексах космических аппаратов (КА) радиокоманды используются для корректирующего управления движения
центра масс КА и управления работой различной бортовой аппаратуры.
Радиовизиры систем КРУ-I и КРУ-II могут существенно отличаться. В системах КРУ-I основным типом визира цели является активная РЛС. В КРУ-II в качестве визира цели можно использовать
радиолокационные с секторным сканированием, телевизионные,
оптические и тепловые (инфракрасные) устройства. Применение
телевизионной камеры на борту ЛА повышает эффективность участия оператора в решении задачи селекции целей, т.к. телевизионное устройство более наглядно и информативно для человека. В системах КРУ-I и КРУ-III средства визирования ЛА размещаются на
ПУ. Эти устройства работают с использованием сигналов активного ответа. Активный ответ увеличивает дальность действия и точность измерения координат ЛА.
Вычислительные устройства (ВУ) выполняют разнообразные
математические и логические операции, связанные с управлением
ЛА.
7.2. Принцип работы системы радиотелеуправления
при наведении с упреждением. Кинематика наведения
В качестве примера принципа работы командной системы РУ
рассмотрим случай наведения зенитной ракеты на воздушную цель,
что соответствует КРУ-1. Радиовизир цели и радиовизир снаряда
в комплексе расположены на местности настолько близко, что величиной расстояния между ними (параллаксом) можно пренебречь.
Это означает, что координаты цели и управляемого объекта определяются в единой системе координат. Как уже говорилось в разделе
4, стремясь получить достаточно прямолинейные траектории снаряда при произвольных ракурсах движения цели относительно ПУ,
переходят к наведению в упрежденную точку. Чаще всего наведение осуществляется методом параллельного сближения. Геометрические соотношения, соответствующие наведению в вертикальной
плоскости соответствуют рис. 4.5. Для удобства повторим рисунок,
несколько видоизменив его.
177
Ц
О1
Vц
ξц
rц
βс
βс0
∆βс
xснVс0
Vс
УС
О
Rс
γc
ηr
θс
x
КП
Рис. 7.4. Геометрические соотношения при наведении методом параллельного сближения в плоскости тангажа
Добавим командный пункт и вектор расстояния Rс КП – УС, а
также учтем условие идеального сближения, когда вектор скорости
УО направлен точно в упрежденную точку О1, введя вектор Vс0 и
угол βс0.
При идеальном наведении по этому методу должно выполняться
условие идеального упреждения (формула (4.14))
Vc0 sin β=
c0 Vö sin ξö .
В формуле ξц – угол цели, βс0 – угол идеального упреждения,
Vс0 и Vц – соответственно скорости движения УО и цели. Если по
каким-либо причинам снаряд будет лететь не точно по идеальной
кинематической траектории, то появится ошибка упрежедения ∆βс,
причем ∆βс = βс– βс0; βс – фактический угол упреждения. Легко показать, что значение этого угла должно удовлетворять следующему
уравнению [19]
dη
Vc sin βc − Vö sin ξö =rö r , (7.3)
dt
где rц – расстояние снаряд-цель, ηr – угол линии снаряд-цель.
Полагая, что скорость снаряда не меняется и значительно превышает скорость цели, а ошибка ∆βс должна быть невелика, в [19]
показано, что
178
∆βñ ≈
rö dηr
⋅
.
Vc dt
(7.4)
Вычислитель, который входит
VRc Vc
в кодирующие устройства командных сигналов, должен вырабатывать
Rc
Vθc
сигнал команды uк, пропорциональθс
ный величине ∆βс. Скорость полета
снаряда определяется из треугольника скоростей (рис. 7.5) и равна
Рис. 7.5. Треугольник скоростей
=
Vc
VRc 2 + Vθ2 ,
c
dRc
dθ
, Vθc = Rc c .
dt
dt
Система управления в целом должна работать таким образом,
чтобы всегда выполнялись условия
∆βс→0 или βс→ βс0.
Командное напряжение c выхода вычислительного устройства,
представляющее собой исходный сигнал для формирования команды тангажа с учетом коэффициента пропорциональности K (имеет
размерность времени) с учетом формулы для ∆βс (7.4) определяется
соотношением:
где VRc =
=
uê K
urö duη
⋅
. uVc dt
(7.5)
7.3. Принципы построения командных радиолиний
По условиям исполнения радиокоманды, которые формируются
на командном пункте и передаются на объект управления, разделяют на два класса:
– команды в реальном масштабе времени, которые исполняются
сразу после приема их на борту летательного аппарата;
– команды временных программ, которые предварительно записываются в бортовое запоминающее устройство и исполняются
в заданный момент времени по сигналу бортового программно–временного устройства бортовой ЭВМ) или по дополнительной команде, переданной с командного пункта.
Командные радиолинии, как правило, являются многоканальными. В общем случае одна и та же линия может использоваться
для одновременной работы с несколькими управляемыми объектами. В связи с этим различают внешние и внутренние адреса команд.
179
Внешний адрес команды определяет объект на который должна поступить переданная команда. Внутренний адрес команды обозначает устройство в составе аппаратуры объекта, которое является
потребителем данной команды.
В зависимости от команд, передаваемых по каналам КРЛ, различают:
– цифровые радиолинии;
– аналоговые радиолинии;
– комбинированные радиолинии.
При разработке КРЛ стремятся обеспечить практически линейную зависимость между значениями командных сообщений на входе и командных сигналов на выходе КРЛ в каждом из командных
каналов. Для этого при цифровой передаче, в частности, необходимо выбрать достаточно большое число уровней квантования передаваемого сообщения, чтобы можно было пренебречь нелинейностью
характеристики квантователя.
Функциональная схема КРЛ приведена на рис. 7.6. На выходе
источников (датчиков) команд образуется совокупность командных
сообщений uкс(t) в виде непрерывных или дискретных электрических сигналов. Кодирующие устройства командных сигналов осуществляют преобразование исходных сообщений в кодированные
сигналы uкд(t), которые затем объединяются в устройстве уплотнения каналов.
На это устройство поступают также кодированные сигналы синхронизации uсс(t), которые передаются по КРЛ совместно с информационными (командными) сигналами. Синхронизирующие сигналы используются непосредственно в передающем тракте для обеспечения необходимой временной последовательности преобразований
командных сигналов. Генератор синхронизирующих сигналов иногда подстраивается по сигналам точного времени sтв(t).
На выходе устройства уплотнения каналов образуется модулирующий групповой низкочастотный сигнал (видеосигнал) uм(t),
который поступает на вход передатчика. Совокупность устройств,
обеспечивающих формирование сигнала uм(t), образует аппаратуру
кодирования и уплотнения каналов.
В системах КРУ-II возможна одновременная передача аналоговых функциональных команд, обеспечивающих траекторное
управление, и разовых команд, служащих для изменения вида траектории полете ракеты, переключение режимов работы бортовой
аппаратуры. В этом случае осуществляется преобразование команд
180
Аппаратура пункта управления
Передатчик
Источники
команд
Генератор
несущего
колебания
uкс(t)
Кодирующие uкд(t)
устройства
командных
сигналов
sн(t)
Устройства
уплотнения u (t)
м
каналов
uсс (t)
Генератор
синхронизирующих
сигналов
Модулятор
и усилитель
мощности
s~(t)
Кодирующее
устройство
синхронизирующих
сигналов
sтв (t)
Канал
радиосвязи
Аппаратура кодирования
и уплотнения каналов
ξ(t)
Получатели
команд
n(t)
uк(t)
Декодирующие устройства командных сигналов
x( t) = scξ(t ) + n( t)
uк(t)
Демодулятор
несущего
колебания
Высокочастотный
преобразователь
Приемник
uS(t)
uST(t)
Устройство
формирования синхронизирующих
сигналов
Устройство
выделения
и декодирования
синхро-сигналов
Аппаратура управляемого ЛА
Аппаратура разделения каналов и
декодирования
Рис. 7.6. Аппаратура командной радиолинии пункта управления
и управляемого ЛА
181
в цифровые двоичные коды с дальнейшей передачей их по радиоканалу.
Передатчик содержит генератор несущего колебания sн(t), модулятор и усилитель мощности. Несущее колебание модулируется
сигналом uм(t) по амплитуде (АМ), частоте (ЧМ) или фазе (ФМ). На
выходе ПРД образуется радиосигнал s~(t), который поступает затем
в передающую антенну.
В процессе распространения радиоволн по каналу радиосвязи
параметры радиосигнала испытывают регулярные и случайные изменения. В частности, при изменении расстояния между пунктом
управления и летательным аппаратом изменяется амплитуда принимаемых сигналов scξ(t) и возникает доплеровское смещение частоты этих сигналов.
Изменения амплитуды принятого сигнала могут быть вызваны
не только изменением расстояния, но и другими причинами (изменением взаимной ориентации передающей и приемной антенн,
что сопровождается изменением усиления этих антенн, наличием
мешающих отражений и т. п.). Изменения амплитуды сигнала scξ(t)
рассматривают как результат воздействия на сигнал модулирующей помехи ξ(t). На входе приемника прис. тствуют также аддитивные помехи n(t).
Приемник содержит высокочастотный преобразователь (усилитель высокой частоты, гетеродин, смеситель, усилитель промежуточной частоты) и демодулятор несущего колебания. На выходе демодулятора образуется низкочастотный сигнал (видеосигнал) uд(t),
поступающий на аппаратуру разделения каналов и декодирования.
В результате разделения каналов и декодирования выделяется совокупность командных сигналов uк(t), поступающих затем к получателю команд. Разовые команды с выхода командной радиолинии
поступают в аналоговую бортовую аппаратуру в виде напряжений
постоянного тока и вызывают срабатывание электромеханических
и электронных реле. Функциональные команды, предназначенные
для управления самолетом, целеуказания бортовой РЛС и летчику
по цифровой магистрали поступают в БРЛС, ЦВМ, систему индикации. Предварительно в декодирующем устройстве цифровые коды
приводятся к стандартной форме и далее выдаются потребителям.
Устройство выделения и декодирования синхронизирующих
сигналов предназначается для получения совокупности сигналов
uS(t), которые обеспечивают правильную работу декодирующих
устройств командных сигналов. В совокупность сигналов uS(t) могут входить, например, сигналы кадровой синхронизации uSК(t),
182
пословной синхронизации uSС(t) и тактовой (посимвольной) синхронизации uST(t).
Для повышения энергетического потенциала КРЛ в наземной
аппаратуре часто применяют антенны с высокой направленностью.
Управление положением диаграмм направленности таких антенн
осуществляется с помощью сигналов целеуказания, которые вырабатываются системами углового сопровождения летательных аппаратов.
На борту летательного аппарата в ряде случаев, наряду со всенаправленными или слабонаправленными антеннами, которые,
в частности, необходимы при аварийных ситуациях, также используются антенны с достаточно высокой направленностью. Для
последних требуется специальная система ориентации антенны на
пункте управления.
Радиолинию передачи информации можно рассматривать как
линейное радиотехническое звено с передаточной функцией
(7.6)
WÐË ( p ) = kÐË Wí ( p ) e−tç p , где kРЛ – коэффициент передачи радиолинии, Wн(p) – нормированная функция передачи, tз – время задержки сигнала в линии.
Кроме двух каналов передачи количественных команд управления по курсу и тангажу в составе КРЛ имеются один или несколько
каналов передачи функциональных (разовых) команд, например,
команды на включение радиовзрывателя при подходе ЛА к цели
или команды аварийной самоликвидации. Для характеристики
разовых команд наиболее важна вероятность правильного приема
и исполнения команды в условиях воздействия различных помех.
При выборе способа передачи разовых команд учитываются также
требования к допустимой задержке во времени передачи и исполнения.
Выбор диапазона частот КРЛ. Диапазон выбираемых частот
определяется, прежде всего, условиями распространения радиоволн и возможностью обеспечения необходимых точностных характеристик и требуемых полос пропускания радиолиний. Кроме того,
большое значение имеют конструктивно-технические факторы.
К таким факторам относятся: веса и габариты бортовых устройств,
потребляемая ими энергия, коэффициент полезного действия аппаратуры, освоенность данного диапазона волн и т. д. Под освоенностью диапазона понимается наличие в данном диапазоне волн
разработанных и серийно изготавливаемых радиоэлементов и приборов.
183
Возможность выбора диапазона частот при связи наземных пунктов с космическими аппаратами ограничиваются частотно-избирательными свойствами атмосферы. В диапазоне частот от 100 до (6÷10)
∙103 МГц (в зависимости от угла места) существует «радиоокно», в пределах которого целесообразно выбирать рабочие частоты радиолиний,
прежде всего, космических измерительных комплексов [2]. При этом
в соответствии с действующим в России законодательством, необходимо получить разрешение Государственной комиссии по радиочастотам
при Министерстве связи (ГКРЧ России) на использование соответствующей полосы частот. Распределением полос частот между различными службами занимается одна из специализированных организаций ООН – Международный союз электросвязи (МСЭ). «Регламентом
радиосвязи» службе космической эксплуатации на первичной основе
для управления КА распределены полосы частот: 2025…2110 МГц для
радиолиний Земля-космос; 2200…2290 МГц для радиолиний КосмосЗемля. Эти же частоты распределены для межспутниковых линий.
Более подробную информацию можно найти в [1, с.102–104].
Для оптических волн окна прозрачности существуют в инфракрасном диапазоне при λ, равной 8…12; 3,4…4,2; 2,1…2,4; 1,6…1,75;
1,2…1,3; 0,95…1,05 мкм, и в видимом диапазоне при λ = 0,4…0,85 мкм.
7.4. Динамика командного телеуправления
Схема контура командного управления ЛА при наведении методом последовательных упреждений показана на рис. 7.7. Она составлена для наведения с помощью декартовой системы координат
управления рулями в одной плоскости [6]. Для управления в другой
плоскости схема идентична. При точной стабилизации ЛА по крену
между контурами связи нет. Предполагаем, что скручивание координат отсутствует.
Вычислительное устройство вычисляет линейный сигнал рассогласования в соответствии с формулой для линейной величины
рассогласования ∆h между снарядом и целью, который получается
из формулы для углового рассогласования (4.21) выбранного метода
наведения ∆h = ∆φ·rр, при малом ∆φ. Для вычислений вводятся данные текущих координат цели, измеренные радиовизиром цели, и
текущим координатам ЛА, измеренные радиовизиром ракеты командного пункта.
Значение команды управления можно определить коэффициенu(t)
том команды χ ( t ) = , где Umax – максимально возможное зна′
Umax
чение исполняемой команды, а u(t) – текущее.
184
Sц
1
rö
η0
Пом.1
ϕц
РВ
цели
ВУ
rц ϕ
р
КРЛ
∆ϕ
rр
∆h
ПРД
rр
РВ
ракеты
Пом.2
Контур управления
ПРМ
Ответчик
Пом.3
ГП
1
rp
Пом.4
Контур
стабилизации
РТ
δ
Корпус
Sр
ϕ,υ
КЗ р
ω1
ДЗ
Рис.7.7. Функциональная схема контура управления
Для непрерывных команд χ(t) – непрерывная функция времени,
для квантованных χ(t) = χi, где i = 1,2,…,l, причем l есть число квантованных значений команды. При l = 2 имеют место квантованные
команды на два уровня.
В результате соответствующего масштабного преобразования линейный параметр рассогласования Δh определяет значение коэффициента команды χ. Вычисленное значение команды передается на
борт ЛА по командной радиолинии КРЛ, содержащей передающую
часть (ПРД) на КП и приемную аппаратуру (ПРМ) на борту ракеты. Кроме команд управления объектом по КРЛ обычно передаются
функциональные команды управления режимами работы аппаратуры (включение и выключение отдельных устройств, установка
в начальное положение, например, целеуказание антенне головки
самонаведения при переходе после телеуправления на самонаведение, команда на подрыв боевой части и т. п.). Функциональные
185
команды бывают как многократными, так и разовыми. Передача
функциональных команд, как правило, производится прерывисто,
в случайные моменты времени, определяемые сложившейся ситуацией.
Важнейшая характеристика линии как радиозвена системы
управления – ее инерционность, определяемая видом передаточной
функции. Все элементы радиолинии, кроме выходного накопительного фильтра, безынерционны по отношению к изменению команды. Выходной фильтр есть фильтр низких частот и обладает передаточной функцией
KÊÐË
(7.7)
WÊÐË ( p ) =
, ′
TÊÐË p + 1)
(
где TКРЛ – постоянная времени выходного фильтра.
Для линий большой протяженности, когда задержка на время
распространения радиоволны становится сравнимой с постоянной
времени фильтра, передаточная функция выражается иначе (см.
формулу(7.6) ):
WÊÐË ( p ) =
KÊÐË
e− pτÊÐË ,
TÊÐË p + 1
(7.8)
где τКРЛ – время задержки в КРЛ.
Декодированное значение коэффициента команды χ поступает на вход контура стабилизации ракеты, состоящего из рулевого
тракта (РТ) и корпуса ЛА в прямой цепи и гироскопического датчика угла (ГП) в цепи обратной связи. Выходные величины контура
стабилизации (углы тангажа и рыскания) через динамическое и кинематическое звенья (ДЗ и КЗр) создают перемещение ракеты в пространстве, которые измеряются радиовизиром слежения за ракетой
и используются в вычислительном устройстве для управления.
Показанный на функциональной схеме ответчик имеет коэффициент передачи, равный единице, так как лишь усиливает сигнал, по которому ведется слежение за ЛА. Применение ответчика
увеличивает дальность действия РЛС и, увеличивая соотношение
сигнал/шум на входе приемника, уменьшает случайную ошибку
измерения. Повышению точности измерений способствует также
существенно меньшая глубина флюктуаций сигнала ответчика по
сравнению с отраженным сигналом.
Контур командного управления содержит большее число точек
проникновения помех, чем контур управления по радиолучу, поскольку кроме помех, проникающих через приемное устройство
186
радиовизира цели и бортовой приемник, они проникают через
приемное устройство радиовизира ракеты. Проникновение помех
малого уровня определяет случайную ошибку наведения. Помехи
большого уровня, намеренно созданные устройствами радиопротиводействия, могу привести к размыканию контура управления изза подавления сигнала помехой в РЛС или КРЛ. Источники активных помех самоприкрытия цели могут подавить каналы измерения
дальности, что исключает возможность наведения в упрежденную
точку, однако, сохранив способности измерять угловые координаты, можно наводить ракету командами резервного способа по методу накрытия цели, переключив ВУ на вычисления параметра углового рассогласования по формуле ∆φ = φц–φр.
Передаточная функция контура командного управления отличается от передаточной функции контура управления по радиолучу
из-за более сложной структуры радиозвена. Нерадиотехнические
звенья контура управления и их передаточные функции те же самые.
Понятие передаточной функции, вообще говоря, не применимо
к контуру командного управления, в виду существенной нелинейности уравнения рассогласования, решаемого ВУ. Строгое вычисление ошибок наведения должно производиться решением нелинейной системы дифференциальных уравнений либо математическим
моделированием с помощью нелинейных электронных моделей или
ЦВМ.
Однако при встречных или догонных курсах наведения, когда
(
) (
)
sin φ ð − φö ≈ φ ð − φö и r ≈ rö − rð
возможна линеаризация уравнения и приведение его к виду:


rö − rð
∆h ≈ rð  φ ð − φö −
φö − η )  . (
rð


(
)
(7.9)
Причем если пренебречь ошибками измерения дальности по
сравнению с ошибками измерения угловых координат, то rр и rц
можно считать не независимыми переменными, а переменными
параметрами уравнения (7.6), «замораживая» которые получим
линейное с постоянными коэффициентами уравнение связи между
входными величинами φр и φц и выходным параметром рассогласования ∆h.
187
Учитывая передаточные функции устройства автоматического слежения по направлению и по дальности радиовизира цели и
φð
rð
φö
rö
ЛА WÐËÑ
( p ), WÐËÑ
( p ), а также передаточные
( p ), WÐËÑ
( p ), WÐËÑ
функции линеаризованных цепей ВУ, преобразующих координаты
φö
φð
( p ), WÂÓ
цели и ЛА WÂÓ
( p ), представим уравнение (7.9) в операторной форме, заменив независимые переменные φр и φц и параметры rр и rц их измеренными значениями по формулам:
r
r
p
ö
=
rðèçì WÐËÑ
( p ) ⋅ rp ( p ), r=
öèçì WÐËÑ ⋅ rö ( p ), (7.10)
φ
φ
p
ö
φ=
öèçì ( p ) WÐËÑ ( p ) ⋅ φö ( p ).
ðèçì ( p ) WÐËÑ ( p ) ⋅ φ p ( p ), φ=
Тогда
φ
φ
r
ð
p
=
∆h ( p ) WÐËÑ
( p ) WÐËÑ
( p ) WÂÓp ( p ) rp ( p ) φ p ( p ) −
φ
φ
r
ö
ö
−WÐËÑ
( p ) WÐËÑ
( p ) WÂÓö ( p ) rö ( p ) φö ( p ) + ∆,
(7.11)
rp
φö
где ∆ WÐËÑ
=
=
( p ) rö ( p ) − WÐËÑ
( p ) rð ( p ) η 0 при rр = rц.


Первое слагаемое в (7.11) – передаточная функция координатора ЛА, входящего звеном в контур управления. Второе слагаемое –
передаточная функция координатора цели, не входящего в контур
управления, но составляющего тракт возмущающего контур сигнала.
Умножив (7.11) на передаточную функцию командной радиолинии (7.7), получим передаточную функцию радиозвена контура
командного управления по методу последовательных упреждений
в виде
φ
r
φ
ð
ð
Wðçð ( p ) = rð WÐËÑ
( p ) WÐËÑ
( p ) WÂÓð ( p ) WÊÐË ( p ), (7.12)
а передаточную функцию тракта возмущающего воздействия сигнала в виде
φ
r
φ
ö
ö
Wðçö ( p ) = rö WÐËÑ
( p ) WÐËÑ
( p ) WÂÓö ( p ) WÊÐË ( p ), (7.13)
где rр и rц – постоянные параметры. Конкретный вид функций, входящих сомножителями в (7.12) и (7.13), определяется схемами соответствующих устройств.
188
Передаточная функция кинематического звена имеет вид
S
Wω⊥
( p) ≈
(
cos θ0 p − φ0 p
). (7.14)
p
С учетом функции передачи радиозвена (7.12), функции передачи контура стабилизации HÊÑ ( p ) (5.4), динамического звена
S
Wυω ( p ) (3.8), кинематического звена Wω⊥
( p ) (7.14) функция передачи разомкнутого контура командного управления имеет вид
2
S
WÊÐÓ ( p ) = Wðçð ( p ) HÊÑ ( p ) Wυω⊥ ( p ) Wω⊥
( p ). (7.15)
Динамическая ошибка наведения может быть оценена путем
разложения функции передачи по ошибке в ряд и определения коэффициентов ошибки. Следует отметить, что динамические ошибки
при наведении методом последовательных упреждений существенно меньше, чем ошибки при наведении методом накрытия.
Поскольку влияния начальных рассогласований на промах ЛА
в конце траектории пренебрежимо мало, то можно вычислять промах как значение ошибки при rр = rц.
Пользуясь выражениями (7.11) – (7.15), получаем динамическую
составляющую промаха в виде
h

′
ïð =1 − HÊÐÓ
( p)
Wðçö ( p ) 
 ⋅ rpm φö , Wðçð ( p ) 
(7.16)


где rpm – удаление ЛА от КП при равенстве расстояний от КП до
цели и до ЛА; HКРУ(p) – передаточная функция замкнутого контура управления командами. Считая помехи, приложенные к схеме
на рис. 7.7, белым шумом и учитывая отсутствие корреляции между ними, можно сложить интенсивности всех помех, приведенные
к входу контура управления, и тогда получим дисперсию случайной составляющей промаха по формуле
2
hïð
2


N1 Wðçö ( jω) HÊÐÓ ( jω) +


2 ∞
rpm 
2 dω, (7.17)
2
HÊÐÓ ( jω) 
2π ∫  + N Wðçð ( jω) H
0

2
ÊÐÓ ( jω) + N3 2
WÊÐÓ ( jω)
rp WÊÐË ( jω) 


где N1, N2, N3 – интенсивности помех; N1, N2 – имеют угловую разN2
2 – дисперсия шума ПРМ; S2 – крутизна
, Nш
мерность, т. е. N1,2 = ø
п
Sï2
189
пеленгационной характеристики антенны РЛС; N3 – интенсивность
шума КРЛ, приведенная к выходу, т. е. интенсивность случайной
компоненты коэффициента команды, образующейся под воздействием помехи, действующей на входе ПРМ КРЛ, что легко определяется при передаче непрерывных команд.
Помехой, отображающей случайные механические воздействия
на корпус летательного аппарата (Пом.4), пренебрегаем ввиду ее
сравнительной малости.
При передаче квантованных или фиксированных команд цифровым кодом определение дисперсии ошибки затруднено из-за сложности определения закона распределения ошибки.
σ2χ ∆FÍ× , где σχ2 – дисперсия помех на
Учитывая равенство N3 =
выходе КРЛ, которая должна определяться в зависимости от типа
КРЛ методами теории систем передачи информации, получаем
2

Kðçð
1
2
2 
2
hïð
= rpm
N1 Kðçö
+ N2 2
+ N3 2 2

KÊÐÓ
rp KÊÐË


 ∆FÊÓ .


(7.18)
Здесь использовано ∆FКУ, поскольку полоса пропускания контура управления уже полосы отдельных звеньев.
Из выражений (7.16) и (7.18) следует, что динамическая и случайная составляющие промаха растут при данных передаточных
функциях пропорционально удалению точки встречи ЛА с целью
от КП. Это обстоятельство является основной причиной ограничения дальности действия систем телеуправления. Однако если увеличить угловую точность радиовизира (например, используя моноимпульсный метод измерения) и уменьшить динамическую ошибку
системы управления в целом, можно добиться достаточно большой
дальности радиотелеуправления.
Контрольные вопросы
1. Объяснить принцип действия систем КРУ-I, КРУ-II.
2. Какая из систем обладает большей помехоустойчивостью? Почему?
3. Какая из систем обладает большей точностью? Почему?
4. Какова передаточная функция оператора системы по зрительному восприятию?
5. Разница в области применения систем КРУ-I и КРУ-II.
6. Какая система КРУ используется в системах посадки? Постараться нарис. вать ее структурную схему.
7. Типы радиовизиров, используемых в системах КРУ.
190
8. Проанализировать схему командной радиолинии (рис. 7.4).
9. Геометрические соотношения при наведении методом параллельного сближения в плоскости тангажа
10. Основные математические соотношения для наведения в вертикальной плоскости методом параллельного сближения.
11. Проанализировать схему контура управления (рис. 7.7).
12. От каких параметров зависит динамическая составляющая
промаха? Случайная составляющая промаха?
191
ЛЕКЦИЯ 11
8. САМОНАВЕДЕНИЕ
8.1. Общие сведения о самонаведении.
Виды систем самонаведения
Самонаведение – способ РУ, при котором команда управления
формируется на борту управляемого объекта (УО) на основе информации (о взаимном положении и движении УО и цели), которая содержится в сигнале, поступающем на вход бортового ПРМ. Пункт
управления (ПУ) играет вспомогательную роль: обеспечивает старт
снаряда, выбор цели, контроль работоспособности, иногда содержит источник энергии, облучающий цель (полуактивные системы
СН). С одного стартового комплекса можно запускать одновременно
несколько самонаводящихся ЛА.
Рост ошибок наведения с увеличением дальности полета ЛА –
одна из причин, требующих перехода к системам самонаведения
(ССН). В ССН по мере приближения к цели мы получаем все большую точность. Такие системы применяются при управлении пилотируемых ЛА на этапе ближнего наведения, для зенитных ракет,
ракет «воздух-воздух», «воздух-поверхность» малой и средней дальности действия. ССН самолетов могут работать в трех режимах: автоматическом, полуавтоматическом (директорном) и ручном. ССН
ракет работают только в автоматическом режиме.
Весь комплекс аппаратуры, установленный на управляемое
средство поражения (ракету, бомбу, торпеду и др.) в носовую часть и
обеспечивающий формирование необходимого управляющего сигнала, иногда называют головкой самонаведения. Радиотехническая
часть этого комплекса в совокупности с передающими устройствами может быть названа радиоканалом самонаведения [19]. Головка
самонаведения (ГСН) – автоматическое устройство, которое обеспечивает прямое попадание в объект атаки или сближение на расстояние, меньшее радиуса поражения боевой части средства поражения
(СП), то есть обеспечивает высокую точность наведения на цель.
ГСН является элементом системы самонаведения.
Классифицируют ССН по признаку местонахождения источника
энергии, используемой для самонаведения (активные, полуактивные, и пассивные системы), по методу наведения, по составу аппаратуры, по виду используемой энергии и т. д.
192
По виду используемой энергии, которую излучает или отражает
цель, ССН разделяются на радиолокационные (радиотехнические),
оптические, инфракрасные или тепловые, ультрафиолетовые, акустические (применяются в торпедах).
Активная радиолокационная головка самонаведения (РГСН),
имеет на борту полноценную РЛС, может самостоятельно обнаруживать цели и наводиться на них. Но бортовая аппаратура активных систем получается довольно громоздкой. Ограниченная мощность бортового ПРД приводит к ограничению дальности действия.
Полуактивная РГС (ПАРГСН), ловит отраженный от цели сигнал
РЛС сопровождения, установленной на командном пункте. На ракете имеется только приемник. Пассивная РГСН — наводится на
излучение цели. В таких системах невозможно измерять дальность
и скорость сближения с целью. Применяется в противорадиолокационных ракетах, а также в ракетах, наводящихся на источник активных помех.
Оптические системы используют видимые лучи (0,76 ÷ 0,4 мкм).
Такие системы строятся на основе телевизионных, световых (используют видимую часть спектра) и лазерных устройств.
Телевизионные ССН – системы, в которых головка самонаведения ориентируется на светоконстрастный темный или светлый относительно окружающего фона край цели. Причем линия контраста может формироваться не только контрастным цветом на общем
фоне, но и падающими солнечными лучами и тенями. После прицеливания изображение цели фиксируется в памяти ракеты и по
мере приближения к цели автоматически обновляется. Основным
элементом телевизионной ГСН чаще всего является черно-белая оптико-электронная телекамера. Раньше на ракетах использовалась
аналоговая телекамера с телевизионным стандартом 625 строк на
550 линий, в современных телевизионных ГСН используется ПЗСматрица. Телевизионное самонаведение является пассивным.
Достоинством телевизионной системы наведения является высокая точность попадания ракеты в цель, что позволяет поражать
одиночные маневренные малоразмерные объекты. К тому же телевизионная система после пуска является автономной, поэтому никак не ограничивает носитель в маневре, что реализует принцип
«выстрелил-забыл». К недостаткам относится сильная зависимость
от погодных условий, а также состава и загрязненности атмосферы.
При хороших метеорологических условиях световое самонаведение
невозможно также в направлениях, с которых в поле зрения угломера системы попадает мешающая энергия Солнца или Луны. Теле193
визионная система самонаведения эффективно работает только при
ярком контрастном свете.
Тепловизионная ССС в целом аналогична телевизионной системе
самонаведения, только работает не в панхроматическом (широкополосном по спектру формирующего его электромагнитного излучения), а в инфракрасном диапазоне длин волн. Иногда тепловизионные системы самонаведения ракет «воздух-поверхность» путают
с инфракрасной системой наведения ракет «воздух-воздух», однако
эти системы имели принципиальное отличие. Изначально тепловизионная система ракеты «воздух-поверхность» формировала изображение цели, в отличие от ИКГСН ракеты «воздух-воздух», которая наводилась на тепловое пятно. Современные инфракрасные системы самонаведения обоих типов ракет принципиальных отличий
не имеют – обе формируют изображение цели с помощью камеры на
базе матрицы ПЗС.
Лазерные системы самонаведения бывают полуактивные и активные. Головка самонаведения ориентируется на центр отраженного пятна лазерного излучения. В активной системе самонаведения лазер подсвета цели и приемное устройство располагаются на
борту УО. Активная система самонаведения после пуска УО не требует наличия локатора слежения за целью.
В полуактивных ССН цель (танк, самолет, корабль и пр.) облучается лазером, установленным на пункте управления (наземном
пункте, вертолете, самолете, корабле и т. д.). Бортовое приемное
устройство ГСС принимает отраженное от цели излучение лазера,
определяет ее угловые координаты и в соответствии с принятым законом наведения вырабатывает команды исполнительным органам
бортовой системы управления. В течение всего времени наведения
локатор следит за целью, удерживая на ней луч лазера. Выносной
лазер позволяет вести стрельбу по подсвеченной цели с закрытых
позиций, когда цель с места расположения оружия не видна. Захват цели головкой самонаведения осуществляется в этом случае
непосредственно на траектории. Вывод средства поражения в район
цели возможен по баллистической траектории либо с использованием дополнительной системы управления.
Достоинством полуактивной лазерной системы наведения является высокая точность попадания ракеты в цель, что позволяет
поражать одиночные маневренные малоразмерные объекты. К недостаткам относится зависимость от погодных условий, а также
состава и загрязненности атмосферы. Особенность системы требует
постоянного подсвета цели лазером, поэтому при пуске ракеты с са194
молета-носителя он ограничен в маневре после пуска ракеты либо
требуется использование наземного авианаводчика или другого самолета, который будет осуществлять целеуказание.
В тепловых инфракрасных (ИК) системах по сравнению с радиотехническими ССН:
– проще аппаратура;
– выше разрешающая способность по угловым координатам – δθ
и точность σθ.
Минусы:
– дальность действия зависит от метеоусловий (при плохих – может быть в несколько раз меньше 20–30 км);
– дальность зависит от направления излучения целью ИКэнергии, т. е. от угла атаки.
Тепловые головки работают в диапазоне длин волн 1÷400 мкм,
наиболее широко используется диапазон 5÷40 мкм. В этой области
цели наиболее интенсивно излучают, а разработчики научились изготавливать хорошие датчики.
Принцип работы ультрафиолетовой головки самонаведения
аналогичен принципу работы инфракрасной ГСН, при том отличии,
что используются волны значительно меньшей длины. Это позволяет распознавать значительное количество тепловых ловушек для
ИК-наводящихся ракет. Используются редко.
В настоящее время развиваются комбинированные системы самонаведения, использующие комбинацию перечисленных видов
ССН. В зависимости от ситуации используют тот сигнал от цели, который обеспечивает лучшие характеристики наведения (точность,
помехоустойчивость, дальность действия).
Для лучшего понимания принципов действия ССН, рассмотрим рис. 8.1, где в зависимости от места расположения источника
энергии, создающего сигналы от цели, показаны ССН активные
(рис. 8.1,а), полуактивные (рис. 8.1,б) и пассивные (рис. 8.1,в).
При активном и пассивном методе вся аппаратура находится
в передней части снаряда, при полуактивном – часть аппаратуры
в хвостовой части. Очевидно, что активные системы самонаведения
являются в аппаратурном отношении автономными. Однако в информационном отношении они не автономны и в этом заключается их принципиальное отличие от автономных систем управления.
Действительно, энергия, идущая от цели (пункта назначения), используется в системах самонаведения для получения в процессе
полета информации о положении и характере движения аппарата
относительно цели и учета этой информации при образовании ко195
а)
Система СН
Цель
Цель
б)
Система СН
Канал синхронизации
Сигнал подсветки
КП
в)
Цель
Система СН
Рис. 8.1. Принципы самонаведения
манд управления. Благодаря наличию такого информационного
канала – канала контроля цели – самонаведение имеет по сравнению с автономным управлением как весьма важное преимущество,
так и серьезный недостаток.
Преимуществом является возможность наведения аппарата на
цели, положение или параметры движения которых априори известны с недостаточной точностью, например на самолеты противника. Недостаток состоит в возможности создания противником
эффективных помех, действующих на канал контроля цели.
Основным преимуществом полуактивных систем по сравнению
с активными является то, что мощный первичный источник энергии, облучающий цель находится вне ракеты (обычно на КП) и не
гибнет вместе с ней. Вследствие этого бортовая аппаратура более
проста, имеет меньшие габариты и вес. Кроме того, в этом случае
можно создать большую мощность и направленность излучения
ПРД и обеспечивать благодаря этому большую дальность действия
ССН.
Основным преимуществом активных систем перед полуактивными – полная независимость процесса самонаведения от КП.
196
Здесь ПРД выдает противнику распоЦ
ложение не КП, а лишь ракеты. Наконец, активное самонаведение может
rц
r0ц
оказаться более целесообразным, чем
полуактивное, в тех случаях, когда
КП
r0
процесс самонаведения должен наР
чинаться не с момента вылета ракеты
с КП, а лишь при очень большом удалении ракеты от КП и малой дальности
Рис. 8.2
до цели (рис. 8.2)
Пусть, например, ракета с момента
вылета из КП и до точки Р управляется
посредством телеуправления и должна перейти на самонаведение
только в точке Р. Тогда при полуактивном самонаведении облуча′ ,
ющий ПРД, расположенный на КП, должен иметь мощность Pèçë
определяемую из следующих соотношений.
ПРД КП создает у цели удельную мощность (мощность на единицу поверхности)
′ G ′A
Pèçë
2
4πr0ö
приема (на ракете) равна
. Отраженная от цели мощность в точке
PÏÐÌ =
′ G ′A SÝö
Pèçë
2
4πr0ö
⋅ 4πrö2
, (8.1)
где SЭц – эффективная отражающая поверхность цели.
Мощности сигналов на входе ПРМ ракетыпри активном методе
PÏÐÌ =
Pèçë G A SÝö
4πrö2 ⋅ 4πrö2
,
(8.2)
где GA – коэффициент направленного действия антенны на ракете,
G′A – коэффициент направленного действия антенны КП (GA = 4πSA/
λ2, SA – площадь антенны).
Если положить, что приемники энергии на ракете в обоих случаях одинаковы, т. е. требуют подведения к ним одинаковой удельной
мощности, то
Pèçë G ′A  rö
=

′
Pèçë
G A  r0ö
2

 . 
(8.3)
197
На КП антенна может иметь большие размеры, чем на ракете. Для
G′
сантиметрового диапазона радиоволн можно получить A = 102.
GA
rö
= 10−1, то выигрыша нет, так как антенна КП более строЕсли
r0ö
го направлена (G′A`>GA). Активная система имеет выигрыш в энерге′ 〈〈1.
тическом соотношении при rц/r0ц<10–1, а точнее при Pèçë Pèçë
8.2. Принципы построения систем самонаведения
Различие используемых диапазонов электромагнитных волн, а
следовательно и методов первичной обработки принимаемых сигналов определяет большое разнообразие принципов построения ССН.
Однако в их составе можно выделить следующие функциональные
узлы:
– обтекатель ГСН;
– фокусирующую или антенную систему;
– чувствительный элемент или приемник энергии;
– приемное устройство, осуществляющее усиление и оптимальную первичную фильтрацию сигнала;
– анализатор структуры принятого сигнала по амплитудному и
спектральному составу;
– обнаружитель цели;
– устройства автоматического сопровождения цели по дальности
или скорости сближения с нею;
– систему автоматического сопровождения цели по углам и привод антенны;
– вычислительные и логические устройства, принимающие решение о захвате цели, обеспечивающие помехозащищенность и осуществляющие обмен информацией с системой наведения ракеты;
– антенну и приемное устройство опорного (хвостового) канала
в полуактивных радиолокационных ГСН или приемник радиокомандной линии при комбинированном наведении ракеты;
– передающее устройство в активных головках самонаведения.
В ССН кроме того включены устройства стабилизации и управления рулями.
Для повышения точности наведения в состав ССН могут входить
вспомогательные измерители: позиционные, скоростные и ускорительно-скоростные гироскопы, акселерометры, датчики углов атаки и др. [9].
Структурная схема ССН представлена на рис. 8.3. Сигнал от
цели поступает в координатор. Он выдает напряжение ошибок на
198
У1
Сигнал
Привод рулей
высоты
Рули
высоты
Привод рулей
курса
Рули
курса
Координатор
от цели
У2
Дополнительные
измерители
Снаряд
Рис. 8.3. Упрощенная структурная схема ССН
усилители У1 и У2, которые через приводы рулей воздействуют на
рули ракеты. Ракета поворачивается и направляет тем самым ось
координатора на цель. При этом сам координатор может быть следящим. Дополнительные измерители непрерывно выдают корректирующие напряжения, улучшающие работу ССН.
Принципы построения ССН учитывают то, что методы наведения при движении ССН – двухточечные. Метод прямого наведения
на цель используется редко. Чаще используют метод наведения по
кривой погони. Для наведения на быстродвижущиеся цели применяют метод пропорционального наведения.
Этапы управления движением снаряда в ССН:
1) подготовка к СН;
2) отработка начальной ошибки прицеливания;
3) преследование цели;
4) движение после прекращения работы ССН (работает радиовзрыватель).
На этапе подготовки к режиму СН осуществляется управление
стартом снаряда, если самонаведение применяется на всем участке
наведения, или вывод управляемого снаряда в зону действия ССН
при комбинированном управлении.
Под минимальной дальностью самонаведения понимают rц min,
которая необходима для уменьшения начальной ошибки СН до допустимой величины (рис. 8.4). В момент перехода на самонаведение вектор скорости ракеты (снаряда) составляет с направлением
на цель некоторый угол упреждения. Если за время полета до цели
ракета не успеет ликвидировать эту ошибку упреждения, то она
пролетит мимо цели. Исходя из этого, определяют минимальную
необходимую дальность самонаведения, необходимую для исправ199
r
ц min
=r′
Дальность, необходимая для
отработки начальной ошибки ∆β сн0
до величины, обеспечивающей
работу контура в линейном режиме
ц min
+ r ′′
ц min
Дальность полета при работе
контура управления влинейном
режиме, необходимая для отработки
начальной ошибки линейного
режима до допустимой величины
Рис. 8.4. Пояснение составляющих дальности до цели
ления траектории полета. Чем больше начальная угловая ошибка,
тем большая требуется дальность.
При небольшой начальной ошибке ∆βсн0
V 2 ∆β
rö min ≅ 2ρñí ∆βñí0 = 2 ñí ñí0 , wÏ max
(8.4)
где wПmax – максимально возможное поперечное ускорение, Vсн –
скорость снаряда (ракеты). При Vсн = 1000 м/с, wПmax = 100 м/с2,
∆βсн0 = 0,2 рад, получим rц min = 4 км. Обычно rц min должно быть
больше, т.к. необходимо время, чтобы достичь нужное wПmax. Для
систем СН ракет «воздух-воздух» следует учитывать допустимое
сближение самолета с целью в момент пуска ракет.
В системах самонаведения основную роль выполняют системы и
каналы автоматического сопровождения по направлению АСН, с помощью которых определяется направление на источник излучения
и осуществляется угловая селекция целей. Повышение избирательности угломерных координаторов связано с необходимостью сужения диаграммы направленности антенной системы, что вызывает
увеличение массогабаритных характеристик антенных устройств.
Размещение таких устройств на малоразмерных носителях затруднительно. Поэтому в системах самонаведения применяют дополнительные меры по пространственной селекции целей, попадающих
в раствор диаграммы направленности приемной антенны, не требуя
увеличения коэффициента ее направленного действия. В системах
с импульсным излучением в качестве дополнительных селекторов
целей ДСЦ используют следящие дальномеры, а в системах, работающих в режимах непрерывного излучения – следящие селекторы
по скорости. Угломерный координатор совместно с устройствами
200
дополнительной селекции (по дальности или по скорости движения
цели) образуют радиовизир цели.
Для автоматического сопровождения цели по угловым координатам используются равносигнальные методы пеленгации. Наибольшее распространение получили пеленгаторы с мгновенным равносигнальным направлением, в которых используется суммарно-разностный способ определения угла отклонения цели. Использование
таких пеленгационных устройств обусловлено в первую очередь необходимостью повышения точности систем автоматического сопровождения цели по направлению. Такие пеленгаторы теоретически не
чувствительны к амплитудным флюктуациям отраженного от цели
сигнала. Однако применяют и радиовизиры, основу которых составляют пеленгаторы с последовательным сравнением сигналов (с коническим сканированием диаграммы направленности), которые имеют
более простую техническую реализацию. Кроме того, они обладают
относительно малыми массогабаритными характеристиками, что позволяет использовать их в ГСН тактических ракет систем ПВО.
Для сопровождения цели по скорости используется эффект Доплера. Величина доплеровского смещения частоты сигнала, отраженного от цели, пропорциональна при активном самонаведении
относительной скорости сближения ракеты с целью, а при полуактивном самонаведении – радиальной составляющей скорости цели
относительно наземного радиолокатора облучения и относительной
скорости сближения ракеты с целью. Для выделения доплеровского
смещения при полуактивном самонаведении на ракете после захвата цели необходимо произвести сравнение сигналов, принятых радиолокатором облучения и головкой самонаведения. Настроенные
фильтры приемника головки самонаведения пропускают в канал
изменения угла только те сигналы, которые отразились от цели,
движущейся с определенной скоростью относительно ракеты.
Для примера рассмотрим упрощенную структурную схему полуактивной РГСН (рис. 8.5) [1]. В полуактивных системах приемники прямого и отраженного сигналов имеют общий гетеродин. На
рис. 8.5 этот гетеродин помещен в приемник (ПРМ) прямого сигнала. При аналоговой обработке операции обнаружения сигнала и селекции цели, измерения дальности и скорости сближения, а также
измерения угловых координат (пеленгация) выполняются отдельными устройствами. При цифровой обработке они задаются программами алгоритмов, описывающих работу отдельных устройств.
Все программы заложены в единый специализированный бортовой
вычислитель.
201
Измерители параметров
собственного движения
ракеты
Прямой сигнал от
станции подсвета
цели
Приемник
прямого
сигнала
Uгет
Приемник
отраженного
сигнала
Система
обнаружения
сигнала
и селекции цели
Канал
измерения
дальности и
скорости
сближения
Выходные
каскады
пеленгатора
Дальность,
скорость
сближения
Угловые
скорости
Формирователь
сигнала
управления
ракетой
На автопилот
ракеты
Отраженный
от цели
сигнал
Усилитель мощности
и привод
Угловое
положение
цели
Рис. 8.5. Структурная схема полуактивной радиотехнической ГСН
Работа канала измерения дальности и скорости сближения зависит от вида используемого сигнала. Применяют импульсные сигналы с низкой и высокой частотой повторения импульсов, а также
непрерывные сигналы.
При сигнале с низкой частотой повторения (большой период –
большие дальности) импульсы прямого сигнала выполняют двойную функцию. В режиме поиска цели по дальности обнаружитель
отключается от тракта приема на время передачи импульса. Благодаря этому исключается возможность захвата сигнала от станции,
которая подсвечивает цель.
В режиме автосопровождения цели по дальности и угловым координатам эти импульсы служат для синхронизации измерителя
дальности (см. рис. 8.1,б), который в аналоговом варианте работает
как следящий импульсный дальномер. Скорость сближения измеряется следящей системой с астатизмом второго порядка. Дальномер одновременно с измерением дальности и скорости сближения
формирует импульсы, открывающие ПРМ отраженного сигнала
только на время прихода сигнала от выбранной цели.
При непрерывном сигнале подсвета цели ПРМ прямого сигнала
формирует опорное напряжение. В результате взаимодействия его
202
Рис.8.6. Полуактивная радиолокационная ГСН 9-Б-1101К,
музей корпорации «Фазотрон-НИИР»
с отраженным сигналом выделяется доплеровское смещение частоты, обусловленное взаимным перемещением цели, ракеты и станции подсвета цели. На этой основе строятся системы селекции цели
по скорости и измерения скорости сближения. Для измерения дальности непрерывный сигнал подсвета подвергают дополнительной
гармонической модуляции по частоте. Дальность измеряют по модулирующему сигналу.
При квазинепрерывном сигнале с высокой частотой повторения
импульсов (ВЧПИ) возможна двойная селекция по доплеровской
частоте и по периоду повторения приходящих от цели импульсов.
Скорость сближения определяется по доплеровской частоте, а дальность – по запаздыванию импульсного сигнала. Особенностью использования сигнала с ВЧПИ является неоднозначность измерения
дальности и проведение дополнительной обработки по ее устранению.
На рис. 8.6 показана полуактивная радиолокационная ГСН [26].
Любой летательный аппарат с радиоголовкой самонаведения,
действующий в атмосфере, содержит радиопрозрачный обтекатель,
который защищает чувствительные элементы (антенну и т. п.) от
воздействия внешней среды и обеспечивает необходимую аэродинамическую форму корпуса ЛА, но в то же время вносит ошибки в измерения углов координатором. При выборе материала обтекателя
учитывают его прочностные характеристики и стойкость к воздействию температуры. Подходящими диэлектрическими материала203
a)
б)
∆β
∆β
∆β
β
β
Рис. 8.7. Обтекатель а) и статическая пеленгационная характеристика
обтекателя б)
ми считают стекло, пластики и стекловолокно, причем применяют
как одно- , так и многослойные материалы.
На рис. 8.7 показана форма обтекателя и примерное расположение в нем антенны. Из рисунка видно, что при различной ориентации антенны относительно строительной оси ЛА (и, следовательно,
относительно оси обтекателя) электромагнитный луч будет искажаться по-разному. Это происходит, во-первых, из-за изменения
коэффициента отражения от обтекателя при разных углах падения
волны и, во-вторых, из-за различной длины пути волны в толще
диэлектрика, что создает различное затухание, а главным образом,
различные фазовые сдвиги, и, как следствие, искажает форму ДН и
смещает направление максимума.
Зависимость ошибки ∆β от угла поворота антенны ∆β = f(β), т. е.
угла прихода сигнала (рис. 8.7,б) должна определяться экспериментально. Эта зависимость носит случайный характер и может изменяться от аэродинамического нагрева, деформации обтекателя
вследствие аэродинамической нагрузки, от неоднородности материала обтекателя и других факторов. По ней представляется возможным определить ошибку в угловой скорости. Анализ ошибки
показывает, что целесообразно применять полусферические обтекаd ( ∆β )
тели с расположением антенны в центре, так как тогда
= 0,
dβ
однако этого не позволяют требования аэродинамики. Нахождение
разумного компромисса составляет содержание работы по проектированию обтекателя как элемента, принадлежащего одновременно
ГСН и корпусу ЛА. Применяемые материалы и технология изготовления совершенствуются, однако ошибки, вносимые обтекателями,
являются значительными и в ряде случаев могут достигать 0,50.
Эти меры усложняют систему и увеличивают ее стоимость.
204
Борьба с ошибками, вызываемыми влиянием обтекателя, ведется в двух направлениях: созданием более совершенных обтекателей
и разработкой соответствующих алгоритмов управления в РССН.
8.3. Принципы построения тепловой системы самонаведения
В пассивной инфракрасной системе для наведения ракет на цель
используется инфракрасный (тепловой) контраст цели. Чувствительным прибором, определяющим направление на цель, является
инфракрасная (тепловая) головка самонаведения. Тепловая головка самонаведения (ТГСН) представляет собой оптико-электронный
прибор, предназначенный для идентификации цели на окружающем фоне, выдачи в автоматическое прицельное устройство сигнала захвата, а также для формирования и выдачи в автопилот сигналов управления в двух плоскостях: по курсу и тангажу.
Упрощенная структурная схема теплового инфракрасного координатора (ИКГСН) показана на рис. 8.8.
Тепловая энергия, излучаемая целью (в основном ее двигателями), попадает в линзовую или зеркальную оптическую систему,
которая фокусирует лучистый поток и направляет его на чувствительный элемент. Между оптической системой и чувствительным
элементом помещается подвижная шторка или вращающийся диск
со сложным растром (штриховкой), который модулирует лучистый
поток по интенсивности в соответствии с угловым рассогласованием
направления на источник излучения и осью координатора. Модулирующий диск – обычно металлическая или стеклянная пластина
К органам управления
Привод
Оптическая система
Модулятор
Чувствительный
элемент
Усилитель,
фильтры
∆α
Коммутатор
∆β
Ω
Рис. 8.8. Упрощенная схема теплового координатора
205
с рядом прозрачных и непрозрачных для ИК лучей полос. Диск вращается с постоянной скоростью Ω.
При этом ток или напряжение на выходе чувствительного элемента оказываются функционально связанными с угловым рассогласованием. Этот ток (напряжение) подается на блок разделения
(коммутатор) сигнала ошибки на азимутальную и угломестную составляющие, которые далее используются как команды управления по курсу и тангажу. В качестве чувствительных элементов в тепловых координаторах используются термоэлектрические устройства (термоэлементы, болометры, термисторы) и фотоэлектрические
устройства (фотоэлементы, фотосопротивления, фотодиоды, фототриоды).
Очень часто оптическая ось делается подвижной, а сама оптическая система может перемещаться в двух плоскостях и сопровождать цель при ее движении. Оптическая система с модулирующим
диском и ПРМ (чувствительным элементом) помещают в специальный карданный подвес. Сигнал с выхода разделителя координат
поступает на вход привода. Привод стремиться повернуть оптическую систему с приемником так, чтобы сигнал с ПРМ исчез, что соответствует направлению оптической оси на цель. Движение цели
вызывает непрерывный уход ее изображения от оптической оси,
вследствие чего возникает новый угол рассогласования ∆φ. При
стремлении «догнать» изображение цели за время ∆t привод должен
разворачивать оптику с угловой скоростью ω = ∆φ/∆t = φ′, т. е. с угловой скоростью линии визирования.
В качестве привода могут быть использованы электродвигатели,
а в качестве датчиков угловых скоростей – тахогегераторы. В современных следящих головках электродвигатели мало применяют
из-за их инерционности. Кроме того, головки с моторным приводом
выдают сигнал φ′, содержащий производную колебаний снаряда относительно его центра тяжести. Эта составляющая вносит ошибку
в наведение. Для устранения ошибки необходимо или вычитать составляющую колебаний снаряда, или же стабилизировать всю систему самонаведения. Поэтому в современных следящих головках
в качестве приводов используют гиромоторы. Действие гироскопической следящей системы основано на свойстве трехстепенного гироскопа. Наиболее просто гироскоп можно использовать в качестве
привода головки СН, если координатор или его оптическую систему
жестко связать с ротором или с внутренней рамкой гироскопа.
Как пример рассмотрим структурную схему ТГС, представленную на рис. 8.9 [25]. Тепловое излучение цели фокусируется оптиче206
Тепловое
излучение
Оптическая
система
с модулирующим диском
Сигнал рассогласования
Фотосопротивление
Усилитель
сигнала с фото
сопротивления
Гироскопическая
система
Сигнал наведения
Генератор опорного
напряжения
Кольцевой
демодулятор
I канала
Магнитный
усилитель
I канала
Управляющие токи
Кольцевой
демодулятор
II канала
Магнитный
усилитель
II канала
На
рулевой
привод
Генератор опорного
напряжения
Рис. 8.9. Общая структурная схема ГСН
ской системой головки в пятно (тепловое изображение цели) малого
диаметра. В фокальной плоскости оптической системы установлен
модулирующий диск. Оптическая система и модулирующий диск
установлены на роторе гироскопа и вращаются вместе с ним. Пока
оптическая ось головки не совпадает с линией визирования цели,
модулирующий диск действует как прерыватель, преобразуя непрерывное тепловое излучение цели в »пачки» импульсов, следующих
друг за другом с частотой вращения модулирующего диска.
Отклонение теплового пятна от центра модулирующего диска
зависит от угла между осью головки и линией визирования (угла
рассогласования β). Диск устроен так, что амплитуда проходящих
сквозь него импульсов тепловой энергии пропорциональна этому
отклонению.
Вторая координата относительного положения цели (угол фазирования φ) определяет угловое положение теплового пятна на плоскости, в которой вращается модулирующий диск, а, следовательно, и фазу модулированного теплового излучения цели.
207
I
Направление на цель
β
Ракета
φ
Ось ТГСН
II
Рис .8.10. Углы рассогласования и фазирования
в связанной системе координат
Модулированный по амплитуде и фазе поток тепловой энергии
поступает на фотосопротивление, установленное за модулирующим
диском. Фотосопротивление преобразует этот поток в электрический сигнал, называемой сигналом рассогласования. С фотосопротивления сигнал рассогласования поступает на вход усилителя, а
затем на обмотки коррекционных катушек гироскопа ТГС. Переменный ток, протекая по этим обмоткам, создает момент, под воздействием которого гироскоп, а вместе с ним оптическая система
с модулирующим диском прецессирует в направлении уменьшения
отклонения оптической оси ТГС от линии визирования цели. Таким
образом, получается замкнутый контур автоматического углового
сопровождения цели. Сигнал рассогласования в этом контуре играет роль отрицательной обратной связи.
Тот же сигнал рассогласования используется и для управления
полетом ракеты. Для этого последовательно с обмотками коррекционной катушки включены сопротивления, падение напряжения
на которых от тока коррекции служит входным сигналом для координатного преобразователя. С помощью последнего переменное
напряжение выпрямляется и раскладывается на две составляющие
в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, конструктивно совмещенных с плоскостями рулей I и II каналов управления ракеты.
Далее два магнитных усилителя преобразуют сигналы координатного преобразователя в управляющие токи, воздействующие на
приводы рулей ракеты. Ракета под воздействием аэродинамического момента, возникающего при перемещении рулей, разворачивается в нужном направлении, ориентируясь на цель.
Дальность действия тепловых координаторов определяется интенсивностью теплового излучения цели, затуханием при распро208
Рис. 8.11. Тепловые головки самонаведения 60ТИ,75Т
странении и параметрами чувствительного элемента. Следует отметить, что из-за сложной конфигурации целей пространственное
распределение ИК излучения оказывается очень неравномерным,
что снижает точность наведения.
На рис. 8.11 показаны ТГСН двух типов 60ТИ и 75Т.
Тепловая головка самонаведения 60ТИ предназначена для комплектации авиационных ракет Р60 типа «воздух-воздух», которые
используются на самолетах Су-15,Су-17,Су-22, Су-25, Су-27, МиГ21, МиГ-23, МиГ-25, МиГ-29. Тепловая головка самонаведения 75Т
предназначена для комплектации авиационных ракет Р60, Р62М
типа «воздух-воздух», которые используются на самолетах Су-15,Су17,Су-22,Су-25, Су-27, МиГ-21, МиГ-23, МиГ-25, МиГ-29 .
Используемый диапазон инфракрасных волн подразделяют на
следующие поддиапазоны:
0,76÷1,6 мк – ближняя инфракрасная (ИК) область, используется для целей связи;
1,5÷5,0 мк – промежуточная ИК область, используется для обнаружения «горячих» целей: самолетов, баллистических ракет и др.
8,5÷13 мк – далекая ИК область; в этом поддиапазоне дают максимум излучения «холодные» цели, например, корабли.
Контрольные вопросы
1. Определение самонаведения.
2. Причина перехода к самонаведению при наведении ракет.
3. Классификация ССН по виду используемой энергии.
209
4. Классификация ССН по месту нахождения источника энергии
обнаружения цели.
5. Достоинства и недостатки активных, полуактивных и пассивных ССН, в том числе с точки зрения энергетических характеристик.
6. Минимальная дальность самонаведения.
7. Влияние обтекателя ГСН на точность наведения.
8. Функции каналов измерения дальности и скорости сближения в ГСН.
9. Пояснить состав полуактивной радиотехнической ГСН.
10. Почему ТГСН называется пассивной?
11. Из каких узлов состоит ТГСН? Каково их назначение?
12. Что входит в контур углового сопровождения цели ТГСН?
210
ЛЕКЦИЯ 12
8.4. Кинематика самонаведения. Структуры ССН
Как уже говорилось, в случае самонаведения используют двухточечные методы наведения, когда кинематические связи накладываются на взаимное движение двух точек: цели и ЛА. Движение
цели является независимым, следовательно, наложение кинематической связи обусловливает траекторию ЛА. Кинематическая связь
осуществляется системой управления, определяющей движение
ЛА. Двухточечное наведение строится на основе информации о положении цели относительно ЛА, получаемой самим ЛА. При самонаведении различными методами координатор должен извлекать
информацию о направлении линии визирования цели, т. е. угловые
координаты цели.
Пространственное движение ЛА можно полностью определить,
если рассматривать проекции траектории на взаимно перпендикулярные плоскости. Поскольку кинематические уравнения в обеих
плоскостях имеют одинаковый вид, можно ограничиться рассмотрением плоского движения в одной из плоскостей. При составлении структурных схем будут использованы геометрические соотношения в горизонтальной плоскости, которые иллюстрируются
рис. 8.12.
На рисунке использованы следующие основные обозначения:
xг сн – ось не вращающейся системы координат, центр которой
совмещен со снарядом;
Цель
rц
xрз
∆ εк
εсн
βсн
ηr
φА
xсн
αА
αС
φК
Vсн
γсн
xг
Снаряд
Рис. 8.12. Геометрические соотношения в горизонтальной плоскости
211
Vсн и xсн – вектор скорости и ось снаряда;
xрз – равносигнальное направление угломера;
rц – линия визирования цели (вектор снаряд – цель).
Направления отсчета углов против часовой стрелки считаются
положительными.
8.4.1. Головки самонаведения для малоподвижных целей
Для поражения неподвижных и малоподвижных целей применяют методы прямого наведения и наведения по кривой погони [1,
5, 6]. Способ самонаведения определяется видом кинематической
связи, накладываемой на движение ЛА. Если кинематическая
связь осуществляется поддержанием заданного (чаще всего равного нулю) угла между линией визирования и строительной осью ЛА,
то имеем прямое самонаведение (рис. 8.13, а). Антенна здесь неподвижна относительно корпуса ракеты (αА = 0). Уравнение кинематической связи имеет вид
εсн = 0. (8.5)
Прямое наведение с неследящим пеленгатором (рис. 8.13, а) имеет существенный недостаток [1]. Дело в том, что угол εсн в процессе
наведения из-за несовершенства метода может быть значительным,
что заставляет расширять диаграмму направленности антенны.
При этом ухудшается точность, дальность действия и разрешающая способность пеленгатора. Во избежание этого подвижный элемент пеленгатора помещают на поворотную платформу, управляемую снимаемыми с пеленгатора сигналами (рис. 8.13, б).
Тогда пеленгатор становится следящим за целью. При этом необходимо учитывать угол αА и ошибку слежения за целью ∆εсн. Если
ошибка слежения мала, то αА = εсн–∆εсн≈εсн и напряжение команды
в соответствии с (8.5) можно снимать с потенциометрического датчика угла (ДУ) оси антенны, формирующего напряжение, пропорциональное углу αА.
Метод прямого наведения имеет недостатки, связанные с кривизной кинематической траектории. Об этом говорилось ранее при
обсуждении методов наведения. На этапе сближения ЛА с целью
кинематическая траектория имеет колебательный спиралевидный
характер. Протяженность траектории больше, чем у кривой погони.
Используется при наведении только на неподвижные цели.
Именно поэтому для поражения неподвижных и малоподвижных целей применяют наведение по кривой погони, при котором на
цель направляют вектор скорости снаряда. Угломерный канал ГСН
212
а) аппаратура прямого самонаведения с разомкнутым радиозвеном
Ц
АП
ε сн
Радиовизир цели
xсн
αс
V
сн
б) аппаратура прямого самонаведения со следящим пеленгатором
Ц
∆ ε сн
ε сн
ДУ
αА
Радиовизир цели
АП
x сн
αс
СП
V сн
в) аппаратура флюгерного СН
Измерительный флюгер
Ц
εсн=∆ ε к
АП
ДФ
Радиовизир
цели
β сн
xсн =xрз
αс
Vсн
Рис. 8.13. Примеры головок самонаведения
должен формировать сигнал, пропорциональный углу βсн = εсн+αс.
Для реализации этого метода следует учитывать в одной плоскости
угол атаки (см. рис. 1.20), в другой – угол скольжения αс, которые
могут быть измерены во время полета с помощью флюгерных датчиков – флюгерное СН (ДФ – датчик флюгера на рис. 8.13,в) [1,5,6].
213
Сигнал с флюгерного датчика суммируется с сигналом радиовизира цели (антенна радиовизира неподвижно закреплена на корпусе
снаряда). Флюгер может быть свободно вращающейся пластиной,
установленной вдоль воздушного потока. Данные об угле снимаются с помощью датчика потенциометра, движок которого связан механически с поворотной осью флюгера.
Для получения точных показаний флюгер должен быть вынесен
в область невозмущенного потока, т. е. укреплен на штанге впереди носовой части снаряда. Это мешает работе головки СН. Поэтому
вместо флюгера в качестве датчиков углов скольжения и атаки используют акселерометры.
Уравнение кинематической связи для случая головки самонаведения с измерительным флюгером имеет вид
βсн = 0. (8.6)
Недостатком системы наведения с измерительным флюгером
является то, что геометрическая ось антенны визира оказывается
отклоненной от направления на цель (в горизонтальной плоскости
на величину угла скольжения), что требует расширения диаграммы
направленности антенны. При этом уменьшается угловая чувствительность и коэффициент усиления антенны, а, следовательно, и
максимальная дальность действия.
От этого недостатка свободна система наведения с силовым флюгером. В ней антенна визира закрепляется на подвижной платформе,
ось которой ориентируется по вектору скорости снаряда (рис. 8.14).
Ориентация осуществляется с помощью замкнутой системы
автоматического регулирования. Датчик угла скольжения связан
xрз
αс
u∆εê
Радиовизир
цели
Датчик угла
Подвижная платформа
αА
Силовой
привод
скольжения
Датчик угла
антенны
uαA
uαc
u сп
Рис. 8.14. Структурная схема ГСН с силовым флюгером (канал курса)
214
ε сн
αс
kαc
uα c
uсп
Wñï ( p )
αА
∆ε к
kÐÂ
u∆εê
uα A
kα A
Рис. 8.15. Функциональная схема ГСН с силовым флюгером
с флюгером, который всегда поворачивается вдоль вектора Vсн. Поэтому датчик угла скольжения выдает приборный аналог uαc угла
скольжения αс. Датчик угла антенны измеряет угол поворота αА антенной платформы относительно корпуса снаряда.
Сигнал uсп подается на силовой привод, который разворачивает
антенную платформу до тех пор, пока угол αА не станет равным углу
αс (с обратным знаком), т. е. пока ось антенны не совпадет вектором
скорости снаряда. В этом случае uсп = 0.
Функциональная схема ГСН с силовым флюгером изображена на
рис. 8.15.
Датчики углов и радиовизир цели на этой схеме считаются безынерционными. Радиовизир цели измеряет угол ∆εк
u∆εê = kÐÂ ∆εê = kÐÂ ( εñí − α A ) ≈ kÐÂ ( εñí + α c ) = kÐÂβñí .
Таким образом, осуществляется измерение угла βсн между вектором скорости и направлением на цель и вырабатывается сигнал рассогласования при наведении по методу кривой погони. Недостатком
этой системы по сравнению с системой с измерительным флюгером
является ее сложность.
8.4.2. Головки самонаведения для быстродвижущихся целей
Для наведения на быстродвижущиеся цели применяют метод
пропорционального наведения или метод пропорционального наведениясо смещением. Задачей системы СН является получение
сигнала рассогласования ∆uк, пропорционального угловой скорости вращения линии снаряд-цель rц, т. е. величине ηr′ (рис. 8.12):
∆u = k1ηr′ . При этом углы между осью снаряда (или вектором скорости) и направлением на цель могут достигать больших значений.
Здесь практически уже нельзя использовать рассмотренные ранее
визиры – с неподвижной относительно корпуса антенной и с антен215
φк
k2 p
Радиовизир
εсн
∆ εк
k РВ
u∆εê
Скоростной гироскоп
uφê
∆uк
αА
Wñï ( p)
Силовой привод
Рис. 8.16. Функциональная схема ГСН с автоследящей антенной
ной, ориентируемой по вектору скорости снаряда, поскольку равносигнальное направление должно быть направлено на цель.
В простейшем случае здесь применяются следящие угломеры,
установленные на корпусе снаряда. Функциональная схема головки
СН с автоследящей антенной изображена на рис. 8.16.
В данной системе применяется силовой привод без жесткой обратной связи, его передаточная функция содержит интегрирующее звено. Поэтому система слежения за целью является астатической. Ошибка слежения такой системы в стационарном режиме
пропорциональна скорости изменения входной величины ε′сн и при
ε′сн=const в стационарном режиме на выходе радиовизира будет напряжение
(8.7)
u∆εê= k1ε′ñí , где k1 – коэффициент пропорциональности, зависящий от передаточной функции силового привода Wñï ( p ) и коэффициента передачи радиовизира kРВ.
Для получения сигнала рассогласования ∆uк , пропорционального угловой скорости вращения линии снаряд-цель, к сигналу
с выхода радиовизира следует добавить сигнал с выхода скоростного гироскопа, пропорциональный производной курсового угла φ′к
(рис. 8.16), т. е.
∆uê= u∆εê + uϕ′ê . ∆uê= k1 ( ε′ñí + φ′ê )= k1ηr′ .
(8.8)
Скоростной гироскоп является дифференцирующим звеном.
Если k1=k2 из (8.7) и (8.8) получаем
216
(8.9)
Рассмотренная головка СН с автоследящей антенной имеет два
существенных недостатка. Первый связан с тем, что условие k1=k2
точно выполнить не удается, следовательно, соотношение (8.9) реализуется лишь приблизительно. Это снижает точность управления и затрудняет обеспечение устойчивости контура СН. Второй
недостаток связан с тем, что самонаводящийся снаряд при полете
совершает угловые колебания. Эти колебания приводят к соответствующим колебаниям угла εсн (рис. 8.16), а, следовательно, к снижению точности определения угловой скорости вращения линии
визирования цели. Необходимо обеспечить развязку подвижного
элемента пеленгатора от угловых колебаний корпуса ракеты. Для
устранения влияния этих колебаний применяют специальные системы стабилизации положения антенны с автономными измерителями угловых колебаний снаряда (скоростными или позиционными гироскопами).
Оба недостатка могут быть существенно ослаблены при использовании антенны со следящим гироприводом. В этом случае антенна жестко связана с главной осью позиционного гироскопа xг.
При отклонении оси антенны от направления на цель на угол ∆εк
радиовизир цели вырабатывает соответствующий сигнал ошибки,
который подается на моментный электродвигатель, создающий во=
Mz Wýä ( p ) ⋅ u∆εê Здесь
круг оси гироскопа zг момент Mz, равный
Wэд(p) – передаточная функция электродвигателя от управляющего
напряжения на его входе до создаваемого им момента. Под влиянием приложенного момента ось гироскопа xг прецессирует таким образом, что угол ∆εк уменьшается, причем угловая скорость вращения этой оси прямо пропорциональна приложенному моменту, т. е.
φ′А=aМMz. Функциональная схема канала курса ГСН со следящим
гироприводом показана на рис. 8.17.
Радиовизир
k РВ
ηr
∆ εк
u∆ε ê = ∆uê
Wýä ( p)
φА
ɑМ /p
Электродвигатель
Mz
Позиционный
гироскоп
Рис. 8.17. Функциональная схема ГСН со следящим гироприводом
217
Так как в схеме контура содержится интегрирующее звено, то
напряжение ∆uк оказывается в установившемся режиме пропорциональным скорости изменения входной величины (в нашем случае – угловой скорости вращения линии визирования цели η′r) и,
следовательно может использоваться в качестве сигнала рассогласования ∆uк при наведении по методу пропорционального сближения
( u∆εê = ∆uê ).
К сожалению, когда гироскоп сочленяется с антенной системой,
имеющей значительные габариты и вес, свойства головки СН со следящим гироприводом существенно ухудшаются. Использовать такой принцип удобно лишь при небольших габаритах пеленгатора,
например в тепловых ГСН [1]. Поэтому при больших габаритах может оказаться целесообразным применение головки СН с автоследящей антенной и специальные меры для «развязки» внутреннего
контура головки СН от угловых колебаний снаряда. Осуществляется не стабилизация пеленгатора в пространстве, а введение стабилизирующего сигнала в контур слежения за целью.
Датчиком стабилизирующего сигнала является скоростной гироскоп (датчик угловой скорости ДУС), устанавливаемый на антенне и
формирующий сигнал, пропорциональный угловой скорости вращения антенны. Сигнал от ДУС складывается с сигналом рассогласования угломера. Суммарное напряжение после усиления подается на
силовой привод разворота антенны. Колебания корпуса ракеты передаются на антенну и воспринимаются ДУС. Под действием сигнала
ДУС силовой привод разворачивает антенну в сторону, противоположную отклонению корпуса ракеты. В режиме автосопровождения
антенна перемещается по сигналам пеленгатора. Такие системы стабилизации не накладывают жестких ограничений на габариты антенны и пригодны для построения ГСН различных видов.
Функциональная схема ГСН со скоростной стабилизацией показана на рис. 8.18. WÈ (=
p ) ( kÈ + p ) p – передаточная функция первого интегратора с цепью коррекции, WÏÐ ( p ) = kÏÐ p – передаточная функция усилителя мощности и привода. Из анализа схемы на
рис. 8.18 получаем соотношение для напряжения сигнала команды
uк=uω, пропорционального угловой скорости направления снарядцель,
=
uê
kÈ kÐÂ (1 + TÈ p ) 

1
φ′ê ,  ηr′ −
2
1 + kÑÃ kÏÐ
p + TÈ kà p + kà 

где kà kÐÂ kÈ kÏÐ (1 + kÑÃ kÏÐ ); TÈ = 1 kÈ .
=
218
(8.10)
Uω.
ηr
εсн
φк
∆ε к
kРВ
WИ (p)
uк= uω
αА
WПР(p)
φк
φА
kСГ p
Рис. 8.18. Функциональная схема ГСН со скоростной стабилизацией
Выражение (8.10) показывает, что напряжение команды зависит
не только от угловой скорости вращения линии визирования η′r, но и
от угловой скорости вращения корпуса ракеты φ′к. Это вносит в процесс измерения так называемые синхронные ошибки привода [1],
которые уменьшаются до приемлемых значений увеличением коэффициента передачи контура стабилизации kСГkПР до нескольких
сотен. Для точного измерения η′r необходимо, чтобы напряжение uк
было пропорциональным η′r. Выражение (8.10) не отвечает этому
требованию. Однако, если частоты среза форсирующего и колебательного звеньев в (8.10) 1/(2πTИ) и kà / ( 2π ) выбрать больше полосы пропускания контура управления ракетой или больше ширины
спектра процесса η′r, то желаемое требование практически достигается. В этом случае u=
ê u=
ω kÈ kÐÂ ηr′ kà .
Наряду со следящим угломером в структурную схему ССН в зависимости от назначения снаряда могут входить: блок автономного
поиска и захвата цели, блок селекции целей по скорости, блок программного управления антенной при специальных маневрах снаряда, блок выключения управления и подготовки радиовзрывателя
к действию и т. п.
8.5. Анализ внутренних контуров головок СН
Все рассмотренные выше типы головок самонаведения, кроме головки самонаведения с неподвижно закрепленной на корпусе снаряда антенной, выполняются как следящие САУ. Слежение
осуществляется либо за направлением вектора скорости снаряда,
либо за направлением на цель. Соответствующие контуры автоматического регулирования являются внутренними к основному,
внешнему контуру управления движением снаряда. Упрощенные
219
функциональные схемы внутренних контуров ГСН были изображены на рис. 8.15–8.18. Пренебрежем постоянными времени датчиков
и радиовизира и учтем лишь постоянную времени электродвигателя этих схем. При этом передаточная функция силового привода
(электродвигателя с редуктором) от входного напряжения до угла
поворота антенны в схемах на рис. 8.15, 8.16 описывается совокупностью инерционного (апериодического первого порядка) и интегрирующего звеньев
WÑÏ ( p ) =
(
kÝÄ
p 1 + TÝÄ p
)
,
(8.11)
а передаточная функция электродвигателя с редуктором в схеме на
рис. 8.17 – инерционным звеном (апериодическим первого порядка)
WÝÄ ( p ) =
kÝÄ
.
(8.12)
Позиционный гироскоп – интегрирующее звено. Таким образом, можно считать, что схемы внутренних контуров всех головок
СН имеют одно и то же строение, а именно каждая из них включает
в себя последовательное соединение интегрирующего и инерционного звеньев.
Проанализируем детально внутренний контур головки СН со
следящим гироприводом (рис. 8.17). Остальные контуры анализируются аналогично. Более подробная функциональная схема
внутреннего контура рассматриваемой головки СН изображена на
рис. 8.19.
ηr
1 + TÝÄ p
∆ εк
u∆εÊ = ∆ uê
kРВ
k
РВ
φА
αÌ
p
Mz
kÝÄ
kу
1 + TÝÄ p
uφ
A
kТГ p
Рис. 8.19. Развернутая функциональная схема
внутреннего контура головки СН со следящим гироприводом
220
На рисунке kу – коэффициент передачи усилителя постоянного
тока и электромашинного усилителя, угол ∆εк является ошибкой
слежения антенны за целью. Внутренний контур должен обеспечивать малую величину ∆εк, так как увеличение ошибки слежения
приводит к опасности потери цели или к необходимости расширения диаграммы направленности антенны.
Для уменьшения динамической ошибки следует повышать общий коэффициент усиления
=
kΣ kÐÂ kó kÝÄ α Ì . Однако при этом
переходные процессы в контуре регулирования приобретают сильно выраженный колебательный характер. Для уменьшения колебательности применяют местную гибкую обратную связь с помощью тахогенератора, дающего напряжение uφ A , пропорциональное
угловой скорости φ′А (пунктирная ветвь на рисунке). Тогда передаточная функция всего внутреннего контура от ηr до u∆εê = ∆uê описывается выражением:
WÐ ( p ) =
(
′ p
kÐÂ p 1 + TÝÄ
(
)
′ p + 2dω0 p + ω20
TÝÄ
где
′ =
TÝÄ
2
TÝÄ
kÒÃ kó kÝÄ α M + 1
)
, (8.13)
;
kÐÂ kó kÝÄ α M
;
ω20 =
TÝÄ
1 + kÒÃ kó kÝÄ α M
2dω0 =
.
TÝÄ
Вместе с тем, при точном измерении головкой СН угловой скорости вращения линии визирования η′r необходимо, чтобы передаточная функция внутреннего контура описывалась дифференцирующим звеном
(8.14)
W ( p ) = kp, где k – некоторый коэффициент пропорциональности.
При правильно спроектированной ГСН отличие передаточных
функций (8.13) и (8.14) проявляется лишь на частотах, лежащих
221
вне полосы пропускания контура управления движением самонаводящегося снаряда ∆FЭ. Это будет выполнено, если частоты среза
форсирующего и колебательного звеньев в (8.13) – 1/2πT′ЭД и ω0/2π
будут значительно больше ∆FЭ. При этом динамические ошибки при
измерении угловой скорости η′r практически на процесс наведения
не влияют. Из сравнения (8.13) и (8.14) находим выражение для k:
k=
kÐÂ
′ ω20
TÝÄ
.
(8.15)
Полная функциональная схема системы самонаведения содержит в своем составе кроме схемы самой головки СН звено Автопилот-Снаряд и кинематическое звено, отражающее связь между координатами цели, углом вектора скорости снаряда и координатами
цели относительно координат снаряда, измеряемыми бортовым радиовизиром. Рассмотрением контура управления самонаводящимся снарядом мы займемся в следующем подразделе.
8.6. Контура управления самонаводящимся снарядом
Система наведения снаряда является замкнутой системой автоматического управления. Она решает две основные задачи: на основе информации о координатах и параметрах движения цели определяет траекторию движения центра масс ракеты и обеспечивает ее
полет по этой траектории путем изменения величины нормальных
управляющих сил. В контур этой системы (в контур управления)
в качестве одного из звеньев входит система стабилизации, предназначенная для сохранения требуемого углового положения или
установившегося углового движения ракеты. Объектом управления системы стабилизации и системы наведения в целом является
ракета. Контур управления замыкается через так называемое кинематическое звено, устанавливающее связь между движением ракеты и движением цели. Функциональная схема кинематического
звена определяется выбранным методом наведения и параметром
рассогласования.
Схема и параметры контура управления должны обеспечивать заданную точность наведения ракеты на цель при условии, что входные
сигналы кроме регулярных воздействий, обусловленных движением
цели, а также продольным движением ракеты, имеют в своем составе
относительно высокий уровень cлучайных возмущений.
Чтобы иметь представление о том, насколько контур управления полетом ракеты удовлетворяет требованиям по устойчивости,
222
качеству переходного процесса и точности наведения ракеты (при
известных сигналах управления и помехи), необходимо знать передаточные функции контура управления и его амплитудно-частотные характеристики. Для получения аналитического выражения
передаточной функции контура управления необходимо располагать математическим описанием физических звеньев, входящих
в контур управления, и связями между ними.
Для построения функциональных схем необходимо иметь также
математическое описание процесса управления ракетой, выражаемое системой уравнений. Работа контура управления полетом ракеты в общем случае описывается системой нелинейных дифференциальных уравнений.
Уравнение ракеты характеризует связи между ее выходными
параметрами (углом наклона вектора линейной скорости ракеты,
углом наклона продольной оси ракеты, нормальным ускорением) и
углами отклонения рулей ракеты.
Скорость сближения снаряда и цели определяется с помощью
проекции векторов Vц и Vсн на линию визирования rц соотношением
drö
dt
=−Vñí cos ( ηr − γ ñí ) − Vö cos ( ηr + ν ö ). (8.16)
Геометрические соотношения приняты те же, что и на рис. 8.12,
но для лучшего понимания повторим их. Кроме того, введем угловое положение вектора скорости цели νц.
Vц
νц
xзм ц
Цель
rц
xрз
∆ εк
εсн
αА
βсн
ηr
Снаряд
φА
xсн
Vсн
αС
φк
γсн
xзм сн
Рис. 8.20. Геометрические соотношения
при самонаведении на движущуюся цель
223
Линейная скорость вращения линии визирования rц определяется через проекции Vц и Vсн на нормаль к rц, так что
dηr
rö=
Vñí sin ( ηr − γ ñí ) + Vö cos ( ηr + ν ö ).
dt
(8.17)
Соотношения (8.16) и (8.17) являются кинематическими уравнениями, отображающими математическую связь между выходной
величиной звена Автопилот-Снаряд (углом γсн), внешним динамическим воздействием на систему управления (углом νц) и угловой
скоростью вращения линии визирования η`r, которая измеряется
головкой СН.
Проведем рассмотрение для случая наведения на встречных курсах, в условиях, когда углы ηr–γсн и ηr+νц – можно считать малыми,
что позволяет линеаризировать уравнения (8.16) и (8.17). В этом случае уравнения упрощаются и принимают вид
drö
dt
≈ − ( Vö + Vñí ), rö
dηr
≈ Vñí ( ηr − γ ñí ) + Vö ( ηr + υö ). (8.18)
dt
Преобразовав последние соотношения, получаем
d ( rö ηr )
dt
≈ −Vñí γ ñí + Vö υö .
(8.19)
Это равенство в операторной форме записывается следующим образом
rö ηr ≈ −
Vñí γ ñí Vö υö
.
+
p
p (8.20)
Оно определяет функциональную схему кинематического звена
для рассматриваемого случая самонаведения (рис. 8.21).
Если совместить ось координат xçì ñí (рис. 8.22) с линией визи
рования цели rö в момент t = 0, то величины
lö =
Vö ν ö
p
; ; lñí =
Vñí γ ñí
p
(8.21)
будут представлять собой отклонения цели и снаряда от первоначального положения линии визирования цели (рис. 8.24), а
∆l ( t )= lö ( t ) − lñí ( t ) разность линейных отклонений.
224
νц
Vö
∆l
lц
p
1
rö
ηr
lсн
γ сн
Vсн
p
Рис. 8.21. Функциональная схема кинематического звена
Первоначальная
линия визирования
Vц(0)
lц(t)
Vц(t)
h = ∆l(t0)
lсн(t)
Траектория цели
Vсн(t)
Vсн(0)
Траектория снаряда
Рис. 8.22. Траектория движения снаряда и цели
При этом в момент пролета снаряда на кратчайшем расстоянии
от цели t0 разность линейных отклонений от первоначальной линии
визирования ∆l(t0) определит промах снаряда h.
Функциональная схема кинематического звена на рис. 8.16 может быть непосредственно использована в случае головки СН со
следящим гироприводом, когда входной величиной является угол
ηr (см. рис. 8.19).
В случае же, когда на схеме головки СН имеется угол между
осью снаряда и направлением на цель εсн (рис. 8.15 и 8.16), схему на
рис. 8.21 следует дополнить разностным звеном для получения угла
εсн = ηr–φк.
Функциональные схемы контуров СН получаются путем комбинации функциональных схем кинематического звена, головки СН и
звена Автопилот-Снаряд.
225
Кинематическое звено
Головка
Звено Автопилот-Снаряд
Wк (p )
СН
uεñí
γ сн
−Vñí
rö p
ηr
ε сн
φк
hr
rц
βсн
uк
kÑÏ αδ
kРВ
ω2A −C
1
TV p
αс
γ сн
kφê
φк
Рис. 8.23. Функциональная схема контура прямого самонаведения
Рассмотрим функциональную схему контура прямого СН на неподвижную цель (рис. 8.23). Так как скорость цели равна нулю, то
V γ
вместо (8.19) имеем ηr =− ñí ñí , поэтому функциональная схеrö p
ма кинематического звена на рис. 8.23 упрощается по сравнению
с функциональной схемой этого звена, приведенной на рис. 8.21.
Инерционностью головки СН, неподвижно укрепленной на корпусе снаряда, можно пренебречь. Тогда головка изображается безынерционным звеном с коэффициентом передачи kРВ.
Сигнал рассогласования с головки СН поступает на устройство
формирования команды с передаточной функцией Wк(p). Устройство формирования команды предназначено для функционального
преобразования командного сигнала. Так, например, для повышения порядка астатизма системы управления в устройстве формирования команды в командный сигнал может добавляться интеграл,
а для обеспечения устойчивости – производные этого сигнала и т. д.
Обратная связь с помощью позиционного гироскопического датчика с коэффициентом передачи kφê показана в схеме звена Автопилот-Снаряд пунктиром, так как она применяется не всегда.
Для характеристики точности работы ССН введем понятие текущего промаха ht. В случае неподвижной цели при малой угловой
226
ошибке наведения снаряда на цель βсн текущий промах определяется следующим приближенным равенством
(8.22)
ht ≈ röβñí
= rö ( ηr − γ ñí ).
В соответствии с этим равенством кинематическое звено в функциональной схеме на рис. 8.23 дополнено связями (пунктиром) для
получения текущего промаха.
Рассмотрим функциональную схему контура самонаведения методом пропорционального сближения при головке СН со следящим
гироприводом.
Кинематическое звено здесь соответствует схеме на рис. 8.21.
Инерционностью внутреннего контура головки СН пренебрегаем,
поэтому используем приближенную передаточную функцию (8.14)
вместо точной (8.13). Звено Автопилот-Снаряд на схеме то же, что и
на рис. 8.23.
В случае подвижной цели текущий промах выражается формулой
=
ht
Кинематическое звено
rö2
Vîòí
ηr′ .
Звено Автопилот-Снаряд
Wк (p )
∆ uк
Vö
p
lц
∆l
1
rö
Головка
СН
νц
(8.23)
ηr
uк
kÑÏ αδ αс
k1 p
ω2A −C
λсн
rö2
p
Vîòí
Vcí
p
γ сн
1
TV p
γ сн
kφê
φк
ht
Рис. 8.24. Функциональная схема контура самонаведения
методом пропорционального сближения (ГСН со следящим гироприводом)
227


Здесь Vîòí
= Vñí − Vö – модуль относительной скорости сближения снаряда и цели. Кинематическое звено в соответствии с (8.23)
дополнено (пунктиром) цепочкой для получения текущего промаха
ht.
Точность наведения ракеты на цель зависит от параметров движения цели, характеристик и инструментальной точности работы
звеньев, входящих в состав контура управления, и возникающих
внутри контура паразитных возмущений. Она может быть определена путем решения полной системы дифференциальных уравнений с переменными коэффициентами, описывающих поведение системы управления при входном воздействии, имеющем регулярную
и случайную составляющие.
В инженерной практике находят применение приближенные
методы анализа системы управления при следующих допущениях:
неустановившееся возмущенное движение ракеты отличается от
исходного установившегося лишь малым отклонением параметров
движения, что позволяет свести нелинейные дифференциальные
уравнения к линейным; «замораживаются» переменные коэффициенты дифференциальных уравнений системы управления. Введение допущений позволяет для оценки качества функционирования
контура управления полетом ракеты применять использованный
нами метод передаточных функций или частотный метод.
Контрольные вопросы
1. Особенности флюгерного СН, типы флюгерных ГСН.
2. Пояснить функциональную схему ГСН с силовым флюгером.
Отличие функциональной и структурной схем.
3. Пояснить структурную схему ГСН с автоследящей антенной.
Недостатки ССН с автоследящей антенной.
4. Пояснить структурную схему ГСН со следящим гироприводом. Свойства системы
5. Пояснить структурную схему ГСН со скоростной стабилизацией. Свойства системы
228
ЛЕКЦИЯ 13
8.7. Радиовизиры систем самонаведения
По виду используемых сигналов, как уже говорилось, в ССН различают радиовизиры систем с непрерывным и импульсным излучением. Такие радиовизиры различаются используемыми методами
дополнительной селекции целей по дальности и скорости. Среди
радиовизиров различают пеленгаторы с последовательным и параллельным способами формирования равносигнального направления
(РСН). В последнем случае пеленгаторы часто называют моноимпульсными. В угломерах измерители корректирующих сигналов
(см. рис. 8.3) обеспечивают развязку антенны от угловых колебаний
ЛА; улучшение динамических свойств следящей системы; формирование оценок угловой скорости линии визирования при маневрировании управляемого объекта (УО). В качестве дополнительных
измерителей чаще всего используются гироскопические приборы
и датчики параметров собственного движения УО, к которым относятся измеритель путевой и воздушной скорости, а также акселерометры.
8.7.1. Радиовизир системы самонаведения
с непрерывным излучением
На рис. 8.25 приведена упрощенная структурная схема одного
из вариантов технической реализации радиовизира системы полуактивного самонаведения, работающей в режиме непрерывного излучения [23]. Как видно из схемы радиовизир включает в себя два
канала: канал автоматического сопровождения целей по направлению (АСН) и канал автоматического сопровождения целей по скорости (АСС).
В пеленгаторе используется антенна А1 с относительно узкой,
симметричной диаграммой направленности G(φ), ось которой смещена относительно оси антенны на небольшой угол γ (рис. 8.26).
Диаграмма направленности вращается в пространстве вокруг оси
антенны с угловой скоростью ΩА (коническое сканирование).
На рис. 8.26 показано пространственное положение вращающейся диаграммы направленности для двух произвольных моментов
времени t1 и t2.
Из рисунка видно, что вдоль оси вращения диаграммы образуется равносигнальное направление РСН характерное тем, что ко229
А2
АСС
СМ 2
Г1
УПЧ 2
ГП
УДЧ
СМ 3
1
Г2
СЗ
СМ 4
УУПЧ
2
ФЦ
ЧД
А1
СМ 1
УПЧ 1
АСН
СУА α, β
ФДα
ДСО
UsinΩt
УСД
ГОН
ФДβ
Ucos Ωt
Рис. 8.25. Структурная схема радиовизира ССС
с непрерывным излучением
ось ДНА
γ
G(ψ)
РСН
t1
ψ
Ц1
Ц2
ΩA
t2
АСН
Рис. 8.26. Формирование равносигнального направления в системе АСН
эффициент усиления антенны G(φ) в этом направлении ( при ψ = 0)
будет постоянным G(φ)ψ=0 = const и амплитуда сигналов, принимаемых с этого направления (направление на Ц1 рис. 8.21), не зависит
от текущего положения в пространстве сканирующей диаграммы и
остается постоянной, равной U0 (рис. 8.27, а).
Если же источник сигнала будет смещен относительно РСН на
угол ψ (Ц2 на рис. 8.26), то в направлении на Ц2 будет происходить
периодическое изменение коэффициента усиления приемной антенны с частотой, равной угловой скорости вращения диаграммы ΩА,
230
UЦ1(t)
U0
а)
t
UЦ2(t)
TМ
∆U
U0
б)
t
t1
t2
UОШ
в)
Рис. 8.27.Вид сигналов в системе АСН
и в следствие этого будет возникать амплитудная модуляция принимаемых сигналов.
При этом глубина амплитудной модуляции прямо пропорциональна углу рассогласования ψ, а в фазе огибающей модуляции заложена информация о направлении углового отклонения. Вид амплитудно-модулированного сигнала, принимаемого с направления на
Ц2, показан на рис. 8.27, б. Моменты времени t1 и t2 на рис. 8.27, б соответствуют положениям диаграммы направленности на рис. 8.26.
Период модуляции принимаемого сигнала равен TМ = 2πΩА.
Таким образом, с помощью антенной системы осуществляется преобразование угла рассогласования в изменение амплитуды принимаемых сигналов. Выделяя и анализируя огибающую амплитудной
модуляции сигналов (сигнал ошибки, рис. 8.27,в), получают информацию о величине и стороне отклонения источника излучения
(цели Ц) от РСН.
Выделение сигнала ошибки осуществляется в детекторе сигнала
ошибки ДСО (рис. 8.25), после преобразования по частоте, усиления
и нормирования в супергетеродинном приемнике сигналов, принятых антенной (А1 – СМ1 – УПЧ1 – СМ3 – УДЧ – СМ4 – УУПЧ –
ДСО). Используя эту информацию формируют сигналы, управляющие положением РСН в пространстве, совмещая его с линией визирования цели ЛВ с помощью системы управления антенной СУА.
231
Управление антенной производится, как правило, в азимутальной и угломестной плоскостях независимо. В связи с этим сигнал
ошибки необходимо разложить на две ортогональные составляющие, пропорциональные угловым отклонениям цели в этих плоскостях, т. е. произвести преобразование информации об угловых
координатах цели, полученной в полярной системе координат,
в сигналы, управляющие положением антенны, в прямоугольной
(декартовой) системе.
Аппаратурное разделение сигнала ошибки на две составляющие
осуществляется в фазовых детекторах ФДα и ФДβ, в которых производится умножение сигнала ошибки на опорные напряжения,
вырабатываемые генератором опорных напряжений ГОН и имеющие фазовый сдвиг друг относительно друга на π/2.
Синхронизация ГОН осуществляется устройством сканирования
диаграммы направленности антенны УСД, и поэтому фазы опорных
напряжений однозначно связаны с пространственным положением
сканирующей диаграммы.
Дискриминационная характеристика каждого фазового детектора представляет собой нечетную функцию выходного напряжения
от величины углового рассогласования линии визирования цели и
равносигнального направления (рис. 8.28).
На выходах ФД образуются напряжения, пропорциональные
этим рассогласованиям в азимутальной и угломестной плоскостях:
=
uα Uîø cos Φ=
и uβ Uîø sin Φ, (8.24)
β
Ωс
Ц2
Uвых ФД
∆β
РСН
0
Φ
α
∆α
ψ
Рис. 8.28. Дискриминационная
характеристика ФД
232
d
Рис. 8.29. Линия визирования цели и
равносигнальное направление (РСН)
в картинной плоскости
где Φ – угловая координата цели на картинной плоскости, т. е. плоскости, перпендикулярной РСН (рис. 8.29). На этом рисунке показан также в виде окружности след произвольной точки сканирующей диаграммы направленности антенны (например след максимума диаграммы), положение РСН в центре окружности и положение
линии визирования источника излучения Ц2. Линейное отклонение линии визирования от РСН, соответствующее угловому отклонению ψ, обозначено d, а составляющие этого отклонения – в азимутальной плоскости Δα и в угломестной плоскости Δβ. Система управления антенной СУА поворачивает антенну в соответствии с этими
отклонениями и тем самым осуществляет совмещение РСН с линией визирования цели. При совмещении исчезает амплитудная модуляция принимаемых сигналов и выходные напряжения фазовых
детекторов устремляются к нулю.
Канал АСС обеспечивает дополнительную селекцию целей по
скорости основанную на использовании эффекта доплеровского
приращения частоты сигналов, отраженных от движущихся целей
=
FÄ f0
Vö
c
=
cos β
Vö
λ
cos β,
(8.25)
где λ = c/f0 – длина волны; β – угол между направлением вектора
скорости цели Vц и линией визирования цели пеленгатором ГСН
(рис. 8.30).
Система АСС (см. рис. 8.25) по сути представляет собой узкополосный следящий фильтр с автоматической подстройкой частоты
Ц1
V1
β1
ЛВ1
V2
β2
θ
АСН
ЛВ3 β 3
Ц2
ЛВ2
V3
Ц3
ДСЦ
Рис. 8.30. Групповая цель в растворе
диаграммы направленности антенны системы АСН
233
принимаемых сигналов. Это понятие несколько условное, так как собФЦ2
Г
ственно избирательным по частоте
элементом является узкополосный
усилитель промежуточной частоты
КОМ
УУПЧ, который имеет фиксированФЦ1
ную настройку, а перестраивается по
частоте лишь гетеродин Г2. В исходРис. 8.31. Эквивалентное
ном состоянии, кода на входе радиопредставление схемы
визира нет сигналов, система работазахвата (СЗ) системы АСС
ет в режиме поиска. В этом режиме
гетеродин Г2 с помощью управляющего напряжения генератора поиска ГП периодически перестраивается по частоте.
Управляющее напряжение, изменяющееся по линейному закону, поступает на гетеродин через схему захвата СЗ. На рис. 8.31 показано эквивалентное преставление схемы захвата СЗ в виде коммутатора КОМ релейного типа и распределение управляющих сигналов.
Поиск осуществляется в диапазоне доплеровских приращений
частоты входных сигналов. Этот диапазон определяется возможными значениями скорости сближения ракеты и цели. Ориентировочно его можно определить из следующих соображений (рис. 8.32).
Передатчик ПРД системы полуактивного самонаведения, расположенный на командном пункте КП, излучает сигналы облучения
ГП
Р
А ПРМ
SОП
f0
SОТР
SОБЛ
Ц
f0′
А ПРД
КП
Рис. 8.32. К определению диапазона возможных доплеровских частот
234
цели Sобл с частотой f0, осуществляя «подсвет» цели. Если бы приемник сигналов находился на цели Ц, то на его входе действовал бы
сигнал с частотой f0′=f0+FДЦ, где FДЦ – доплеровское приращение
частоты сигнала за счет движения цели. Цель отражает сигналы
с частотой f0′.
Приемник системы АСН, расположенный на ракете Р, принимает отраженные от цели сигналы Sотр с частотой fПР = f0′+FДЦ+FДР, где
FДР – доплеровское приращение частоты сигнала за счет движения
ракеты. Одновременно на дополнительный канал ГСН (А2 – СМ2 –
УПЧ2, рис. 8.25) поступают опорные сигналы SОП от передатчика
с КП. Так как расстояние между КП и управляемой ракетой Р увеличивается, то опорный канал принимает сигналы передатчика
с частотой fОП = f0–FДР. Сигналы обоих каналов, принятые антеннами А1 и А2, преобразуются по частоте в смесителях СМ1 и СМ2,
усиливаются в УПЧ1 и УПЧ2 и поступают на СМ3, на выходе которого образуются колебания с разностной (доплеровской) частотой,
пропорциональной скорости сближения ракеты с целью
fПР–fОП = f0+ FДЦ+ FДЦ+ FДР–f0+ FДР=2(FДЦ+ FДР) = FД.
(8.26)
Возможные значения этой частоты, зависящей от скоростей
движения ракеты и цели, определяют границы поиска по частоте
в системе АСС. Сигналы с частотой FД усиливаются в усилителе
доплеровских частот УДЧ и подаются на вход смесителя СМ4 системы АСС. На второй вход СМ4 поступают колебания гетеродина
Г2. В процессе поиска, когда разность частот перестраиваемого гетеродина Г2 и сигнала с частотой FД будет находиться в пределах
полосы пропускания УУПЧ, сигнал с разностной частотой fр, полученный на выходе смесителя СМ4 fр = fГ–FД, проходит через УУПЧ,
частотный детектор ЧД, формирующую цепь ФЦ и заставляет сработать схему захвата СЗ (цепь ФЦ1
U(∆f)
на рис. 8.31), которая останавлива- АЧХ УУПЧ
ет поиск и переводит систему АСС
в режим сопровождения целей по
доплеровской частоте. В этом случае управление частотой гетеродина
fПЧ
∆f
осуществляется напряжением, поступающим с выхода ЧД (цепь ФЦ2).
Дискриминационная характеристика ЧД (рис. 8.33) представляет
Рис. 8.33. Характеристики
собой нечетную функцию выходного
ЧД и УУПЧ
напряжения от рассогласования Δf
235
частоты разностного сигнала на выходе СМ4 fр и средней частоты
настройки УУПЧ fПЧ. Δf = fр–fПЧ. Пунктиром на рис. 8.33 показана
амплитудно–частотная характеристика УУПЧ.
Частотный детектор вырабатывает управляющее напряжение,
величина и знак которого пропорциональны величине и знаку частотного рассогласования. Это напряжение через ФЦ (цепь ФЦ2) и
СЗ изменяет частоту гетеродина до тех пор, пока рассогласование
частот не станет равным нулю. Выходное напряжение ЧД при этом
также будет равно нулю, изменение частоты гетеродина прекратится, и система будет работать в режиме устойчивого сопровождения
принимаемых от цели сигналов по частоте. Средний уровень управляющего напряжения, соответствующий текущему значению скорости движения сопровождаемой цели, поддерживается интегрирующими устройствами ФЦ.
Из рис. 8.25 видно, что на вход детектора сигнала ошибки ДСО
поступают сигналы, несущие информацию об угловых координатах
цели, с выхода узкополосного усилителя промежуточной частоты
УУПЧ. Благодаря высокой избирательности этого усилителя по частоте на систему автоматического сопровождения по направлению
ГСН эта информация будет поступать только от одной цели, выбранной для сопровождения по скорости. Сигналы от других целей
находящихся в пределах диаграммы направленности антенны А1,
но имеющие другие значения доплеровского приращения частоты,
через УУПЧ не пройдут и не окажут влияния на работу системы
АСН, основного канала ГСН.
8.7.2.Радиовизир системы самонаведения
с импульсным излучением
Упрощенная структурная схема радиовизира системы работающей в режиме импульсного излучения показана на рис. 8.34. Такой
радиовизир, также как и радиовизир системы с непрерывным излучением, состоит из двух основных каналов: следящего пеленгатора (система АСН) и канала автоматического сопровождения целей
по дальности (система АСД), выполняющего роль дополнительного
селектора целей. Чаще всего в таких системах используют пеленгатор со сканирующей диаграммой направленности антенны, принцип действия которого аналогичен работе пеленгатора в системе
самонаведения с непрерывным излучением. Отличие заключается
в том, что информация об угловом отклонении равносигнального
направления от линии визирования цели содержится в параметрах
амплитудной модуляции импульсной последовательности входных
236
А2
1
ПСС
СВЗ
ГСИ
ВД
ФЦ
СЗ
2
3
Г
А1
СМ
4
УПЧ
АД
АСН
СУА
УСД
5
УФС
ВУ
АСД
ГП
ДСО
ФДα
ГОН
ФДβ
UsinΩt
Ucos Ωt
Рис. 8.34. Структурная схема радиовизира ССН
с импульсным излучением
сигналов пеленгатора, отраженных от сопровождаемой цели. В связи с этим в приемный канал пеленгатора включены два детектора:
амплитудный детектор АД и детектор сигнала ошибки ДСО. На выходе первого детектора формируются видеоимпульсы, которые затем усиливаются в видеоусилителе ВУ, а на выходе второго выделяется огибающая амплитудной модуляции видеоимпульсов – сигнал
ошибки.
Основное назначение дальномерной селекции заключается в отпирании приемника следящей угломерной системы только на время прихода сигналов, отраженных от выбранной на сопровождение
цели. Все остальное время приемник закрыт и сигналы от других
целей, находящихся в растворе диаграммы направленности антенны А1 не проходят через приемный канал и, следовательно, не
оказывают влияние на угловой координатор. Таким образом, наведение по направлению осуществляется только на те цели, которые
захватывает и отслеживает система сопровождения по дальности
(АСД). Формируемый системой АСД импульсный сигнал, который
открывает на короткое время приемный канал пеленгатора, часто
называют стробом дальности.
Рассмотрим работу системы АСД в составе радиовизира ГСН.
Временные диаграммы сигналов в некоторых точках структурной
схемы радиовизира приведены на рис. 8.35.
В системах с полуактивным самонаведением передатчик расположен на командном пункте, поэтому для нормальной работы си237
S(t)
Tп
1
t
2
t0
1
2
t
3
СД
t
4
5
tц
t
Рис. 8.35. Временные диаграммы сигналов в системе АСД
стемы АСД на борту управляемого летательного аппарата установлен дополнительный приемник сигналов синхронизации, передаваемых с командного пункта (А2 – ПСС). Синхроимпульсы, формируемые на выходе ПСС (график 1 на рис. 8.35), через схему временной
задержки СВЗ запускают генератор селекторных импульсов ГСИ.
На выходе ГСИ формируются два следующих один за другим селекторных импульса (график 2). Положение этих импульсов на временной оси зависит от величины задержки сигналов синхронизации
в схеме временной задержки СВЗ, которая в свою очередь определяется управляющим напряжением, подаваемым через схему захвата
СЗ. Вид управляющего напряжения зависит от режима работы системы АСД.
В режиме поиска, когда на входе приемника нет отраженных от
цели сигналов, управляющее наU(t) ГП
пряжение поступает от генератора поиска ГП. Чаще всего это линейно изменяющееся напряжение
0
t
(рис. 8.36, под воздействием которого селекторные импульсы плавно
перемещаются по оси времени от
Рис. 8.36. Вид управляющего
напряжения генератора поиска минимального значения, соответ238
ствующего минимально возможной дальности действия системы,
до максимального значения, определяемого максимальной дальностью действия системы.
Одновременно с селекторными импульсами изменяет свое временное положение строб дальности, который вырабатывает устройство формирования строба УФС (график 3). Строб дальности, подаваемый на УПЧ, открывает приемный канал пеленгатора на время
своего действия. Как только строб дальности совпадет по времени
с принятым отраженным от цели сигналом (график 4), сигнал пройдет через УПЧ, амплитудный детектор АД и видеоусилитель ВУ
(график 5) на схему захвата СЗ. Схема захвата отключает генератор
поиска ГП от управления временной задержкой в СВЗ и подключает
к ней через формирующую цепь ФЦ выход временного дискриминатора ВД.
Время задержки отраженного сигнала на входе ГСН в любой момент времени будет зависеть от взаимного расположения объектов,
участвующих в самонаведении. Ориентировочно оно будет равно
τ≈
RÊÖ + RÐÖ − RÊÐ
c
,
(8.27)
где переменные соответствуют рис. 8.37.
Угол β между линиями визирования цели RКЦ и ракеты RКР по
мере удаления ракеты от командного пункта и сближения ее с целью будет уменьшаться и при ориентировочных расчетах его можно
не учитывать.
Р
А ПРМ
Ц
RРЦ
RКР
β
RКЦ
А ПРД
КП
Рис. 8.37. К определению времени задержки
входных сигналов системы АСД
239
S(t)
t0
2
1
2
t
∆t
tц
а)
τи
5
t
U(∆ t)
б)
τи/2
τи+τи /2
τи
Рис. 8.38. Временные диаграммы временного дискриминатора (а)
и дискриминационная характеристика (б)
Выходное напряжение временного дискриминатора ВД зависит
от взаимного расположения на временной оси принятого сигнала,
отраженного от цели, и двух селекторных импульсов. Если середина принятого от цели сигнала точно совпадает с осью симметрии
селекторных импульсов, то управляющее напряжение на выходе
дискриминатора отсутствует. При появлении временного рассогласования Δt = t0–tц , как это показано на укрупненных графиках 2
и 5 (см. рис. 8.35) на рис. 8.38, возникает управляющее напряжение. Величина и знак этого напряжения определяются величиной
и знаком временного рассогласования. С этой целью дискриминационная характеристика временного дискриминатора выбирается
нечетной функцией временного рассогласования. Управляющее напряжение через формирующую цепь ФЦ и схему захвата СЗ поступает на схему временной задержки запуска селекторных импульсов
СВЗ. Это напряжение сфазировано таким образом, чтобы оно, изменяя временную задержку селекторных импульсов, уменьшало бы
временное рассогласование Δt.
При точном сопровождении цели выходное напряжение временного дискриминатора ВД практически равно нулю, поэтому формирующая цепь ФЦ поддерживает средний уровень управляющего напряжения соответственно текущему значению дальности до цели.
240
8.8. Тактико-технические показатели систем самонаведения
Тактико-технические показатели ТТП (часто их называют тактико-технические характеристики ТТХ) являются самыми употребительными показателями эффективности ССН. Они зависят
от показателей всей управляющей системы ЛА, аэродинамических
характеристик объекта управления, технических характеристик
блоков, входящих в систему. Прежде всего, следует учитывать характеристики ГСН.
Основные тактико-технические показатели ГСН:
– дальность захвата цели в свободном пространстве и на фоне
естественных помех (подстилающей поверхности, облачного фона);
– измеряемые координаты, диапазон их возможных изменений;
– точность автоматического сопровождения, в том числе при
подлете к цели;
– разрешающая способность, или возможность выделения одной
цели из состава плотной группы;
– устойчивость к организованному противодействию противника (помехоустойчивость), характеризуемая вероятностью захвата и
точностью сопровождения цели и в конечном счете вероятностью ее
поражения;
– массогабаритные и энергетические показатели, определяющие
использование головки самонаведения на ракете.
В книге [2, том 2] подробно рассмотрены наиболее важные для
радиоэлектронных ССН показатели: дальность действия, разрешающая способность, устойчивость и точность. Некоторые из этих показателей мы уже рассмотрели.
При определении дальности действия ССН выделяют максимальную и минимальную дальность наведения. В общем случае
дальность действия определяется интервалом разрешенных
дальностей пуска, в пределах которого алгоритмы траекторного
управления обеспечивают самонаведение с точностью не хуже заданной.
В момент перехода на самонаведение вектор скорости ракеты (снаряда) составляет с направлением на цель некоторый угол
упреждения. Если за время полета до цели ракета не успеет ликвидировать эту ошибку упреждения, то она пролетит мимо цели. Исходя из этого, определяют минимальную необходимую дальность
самонаведения, необходимую для исправления траектории полета. Чем больше начальная угловая ошибка, тем большая требуется
дальность. Расчетная формула для r min (8.4) приведена в лекции 10.
241
Максимальная дальность действия зависит, прежде всего, от
типа системы управления, баллистической дальности полета ракеты, ошибки прицеливания в плоскостях управления, скорости и
угла атаки ЛА, с которого производится пуск ракеты, и поперечных
перегрузок ракеты. Под баллистической дальностью понимается
расстояние, которое способна пролететь ракета от старта до момента, когда ее скорость сближения с целью станет равна минимальной
скорости, при которой еще срабатывает радиовзрыватель. Ограничение скорости снизу объясняется селекцией цели по доплеровской
частоте, которая связана со скоростью сближения. Скорость сближения снаряда и цели определяется соотношением (8.16) лекции 11.
Наиболее полным количественным показателем разрешающей
способности является коэффициент γр=Pгпц/Pоц снижения вероятности поражения цели в составе группы Pгпц по отношению к вероятности поражения одиночной цели Pоц. Вычислить этот коэффициент весьма сложно, поэтому используют известный показатель
разрешающей способности по координате, а именно, минимальное
различие координат двух целей, при котором радиосигналы, приходящие от одной цели, не влияют на процесс наведения на вторую
цель.
Точность наведения оценивают величиной промаха. В случае неподвижной цели при малой угловой ошибке наведения снаряда на
цель βсн текущий промах определяется соотношением (8.22). В случае подвижной цели текущий промах выражается формулой (8.23).
Точность наведения ракеты на цель зависит от параметров движения цели, характеристик и инструментальной точности работы звеньев, входящих в состав контура управления, и возникающих внутри контура паразитных возмущений. Она может быть определена
путем решения полной системы дифференциальных уравнений
с переменными коэффициентами, описывающих поведение системы управления при входном воздействии, имеющем регулярную и
случайную составляющие.
Рассмотрим в качестве примера ТТХ ракеты К-77. В табл. 8.1 приведены ТТХ ракет класса «воздух-воздух» средней дальности К-77/
РВВ-АЕ и К-77–1/РВВ-СД. Ракета К-77–1 является усовершенствованной от ракеты К-77. Система наведения ракеты – инерциальная
с радиокоррекцией и активное радиолокационное самонаведение.
На ракете РВВ-СД установлена современная моноимпульсная
доплеровская активная радиолокационная головка самонаведения.
Ракета предназначена для поражения воздушных целей (истребителей, штурмовиков, бомбардировщиков, самолетов ВТА, вертолетов,
242
Таблица 8.1
Тактико-технические характеристик ГСН
ТТХ
К-77 / РВВ-АЕ
К-77–1 / РВВ-СД
Длина
Диаметр корпуса
Размах крыла
3600 мм
200 мм
530 мм (454 мм – по др.
данным)
740 мм
3710 мм
200 мм
420 мм
300 мм
Размах решетчатых
стабилизаторов
Транспортировочные
габариты
Масса
Масса БЧ
Дальность действия
Скорость
Скорость цели максимальная
Высота полета цели
Вероятность поражения
цели типа «истребитель»
680 мм
175 кг
190 кг
18 кг (21 кг по другим
22.5 кг
данным)
- минимальная при стрель- - минимальная
бе в заднюю полусферу
при стрельбе в зацели – 300 м
днюю полусферу
- по высокоманевренным
цели – 300 м
целям – 25–40 км
- максимальная
- по маломаневренным
в переднюю полуцелям – 80–100 км
сферу – 110 км
4–4,5 М
3500 км/ч
20–25000 м
70%
20–25000 м
Рис. 8.39. Ракета К-77–1/РВВ-СД на выставке МАКС-2015
243
Рис. 8.40. ГСН ракеты К-77
Рис. 8.41. Решетчатые рули ракеты К-77
крылатых ракет) в любое время суток, на всех ракурсах, в условиях
радиоэлектронного противодействия, на фоне земной и водной поверхности
Контрольные вопросы
1. Назовите основные особенности самонаведения летательных
аппаратов.
2. По каким критериям классифицируют РТС самонаведения?
3. Какие виды пеленгаторов используют в радиовизирах ГСН?
9. Каким образом формируется равносигнальное направление
в амплитудно-фазовом пеленгаторе?
10. Поясните принцип действия системы АСН.
11. С какой целью в системах АСН производят преобразование
информации об угловых координатах цели?
12. В каких параметрах входных сигналов радиовизира заключена информация об угловом положении цели?
13. Поясните принцип действия системы АСС.
244
14. Какие элементы радиовизира определяют селектирующие
свойства системы самонаведения?
15. Поясните принцип действия системы АСД.
16. Какую роль выполняет строб дальности в системе АСД?
17. Почему переходную характеристику временного дискриминатора выбирают в виде нечетной функции временного рассогласования?
18. Пояснить ТТХ ГСН в табл.8.1
245
ЛЕКЦИЯ 14
9. РАДИОУПРАВЛЕНИЕ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ
9.1. Типы космических аппаратов
Космические аппараты – летательные аппараты, предназначенные для полета за пределами земной атмосферы. Системы управления ракетно-космическими комплексами и космическими летательными аппаратами представляют собой сложные автоматизированные системы, уникальные по своей точности и многообразию
выполняемых ими задач.
По своему назначению космические летательные аппараты можно разделить на следующие основные группы [1, 4].
I. Искусственные спутники Земли и космические корабли:
– простейшие искусственные спутники, к числу которых относится и первый в мире советский искусственный спутник Земли, –
это невозвращаемые и нестабилизируемые аппараты. Орбита, на
которую выводится такой спутник ракетой-носителем, изменяется
с течением времени в основном под действием аэродинамических
сил сопротивления атмосферы и гравитационного поля;
– спутники, снабженные той или иной системой ориентации;
– спутники, снабженные системой коррекции орбиты или системой изменения орбиты, способные переходить с одной орбиты на
другую по командам бортовых систем или по командам с Земли;
– возвращаемые спутники или спутники с приборным отсеком,
возвращаемым на Землю;
– стационарные спутники, имеющие суточный период обращения вокруг Земли;
– пилотируемые космические корабли, снабженные как автоматической, так и ручной системой управления и посадки в заданный
район Земли;
– системы спутников или космических кораблей, обеспечивающих автоматическую или ручную стыковку на орбите;
– орбитальные станции.
II. Лунные автоматические станции и космические корабли:
– автоматические станции для исследования околоземного и
окололунного пространства, обеспечивающие возможность достижения поверхности Луны;
– автоматические станции для облета вокруг Луны;
246
– автоматические станции, способные совершать мягкую посадку на Луну;
– искусственные спутники Луны;
– пилотируемые лунные ракетно-космические системы, обеспечивающие возвращение космического корабля на Землю.
III. Межпланетные автоматические станции и космические корабли:
– автоматические станции-зонды для изучения межпланетного
и околопланетного космического пространства;
– автоматические станции для изучения планет:
а) позволяющие достигнуть планеты,
б) обеспечивающие мягкую посадку на планету,
в) искусственные спутники планет;
– межпланетные космические корабли для облета вокруг планет
с возвращением на Землю;
– межпланетные ракетно-космические системы, предназначенные для посадки на планету, взлета с поверхности планеты и возвращения на Землю.
По назначению КА делят также на следующие классы:
– научно-исследовательские;
– военного назначения (баллистические ракеты, антиракеты,
разведывательные ИСЗ и т. д.);
– коммерческие, используемые для решения хозяйственных и
прикладных задач (связные, навигационные, геодезические, метеорологические и другие ИСЗ).
9.2. Общие сведения о траекториях движения (орбитах) КА
Траекторией движения КА называют функциональную зависимость положения его центра массы от времени в принятой системе
координат. Так как целью полета КА является его сближение с каким-либо космическим телом, имеющим в каждый момент времени хорошо прогнозируемые координаты, то траектория движения
КА чаще всего относится к классу фиксированных траекторий.
Различают требуемые (желаемые) и фактические траектории.
Кроме того, можно встретить такие термины, как попадающие, номинальные, расчетные траектории. Попадающие (необходимые) –
траектории, обеспечивающие решение поставленной задачи. Номинальной является одна из попадающих траекторий, выбранная
для полета конкретного КА. Фактической является траектория,
по которой происходит действительное движение КА. Расчетная
траектория – это траектория, установленная путем расчета на ос247
нове данных, полученных в результате контроля фактической траектории.
Траектории движения состоят из чередующихся активных и
пассивных участков. На активных участках работает двигатель
ЛА. На пассивных участках траектории полет КА происходит под
воздействием на него только внешних сил, таких, как силы притяжения Солнца, Земли, Луны и других планет солнечной системы.
К активным участкам относятся, во-первых, участки запуска, снижения и посадки КА, во-вторых, участки коррекции, маневрирования, а также сближения и стыковки с другим КА. В первом приближении можно считать, что движение КА на пассивных участках
подчиняется кеплеровским законам и, следовательно, траектории
его движения могут быть представлены эллиптическими, гиперболическими или параболическими орбитами. Движение КА по орбитам есть основной вид его движения. Траектории БР и ИСЗ и пояснения к ним мы уже рассматривали в подраз. 4.2 (рис. 4.4). Проанализируем рисунок еще раз.
На рис. 9.1 показаны вариант наведения, когда угол запуска
в граничной точке G (точка выключения двигателя) равен нулю.
Уравнение траектории (4.7) для этого случая примет вид
R=
RG uG
.
1 + ( uG − 1) cos υ
(9.1)
Здесь uG удвоенное отношение кинетической и потенциальной
энергий (см. подраздел 4.2). Анализ уравнения (9.1) показывает, что
Y
3
5
2
Центр Земли
VG
КА
R
4
υ
1
G
X
Rз R
RG b
a
hG
Рис. 9.1. Формы траекторий БР, ИСЗ и КА
248
K
= VI , называемой
RG
первой космической скоростью, пассивная траектория представляет собой окружность с радиусом RG =Rз+hG (орбита 2 на рисунке).
K – произведение гравитационной постоянной на массу управляемого объекта. При uG <1 и 1 < uG <2 баллистический объект имеет
эллиптические траектории (траектории 1 и 3 на рисунке). Однако
в первом случае (uG <1) точка G является апогеем (точкой наибольшего удаления от центра Земли), а во втором случае – перигеем
(точкой наименьшего удаления от центра Земли). Если координату υ отсчитывать в обоих случаях от радиуса-вектора в перигее, то
уравнение эллипса можно записать в виде
VG
при uG =1, т. е. при начальной скорости=
R=
(
a 1 − e2
),
(9.2)
1 + e cos υ где a и b – большая и малая полуоси эллипса. При uG =2, т. е. когда
начальная скорость движения VG равна второй космической скорости траектория становится параболой (траектория 4). При uG >2 траектория также не замкнута и соответствует гиперболе (траектория
5 на рис. 9.1).
Форма записи уравнения траектории в виде соотношения (4.7)
удобна для прогнозирования движения по начальным условиям
запуска. При расчетах траектории ИСЗ по данным последующих
радиолокационных измерений чаще используется форма записи
уравнения траектории (9.2) [3,7].
В табл. 9.1 приведены сведения о некоторых использованиях орбит КА различного назначения.
По кеплеровским траекториям движется космический аппарат
под действием одного притягивающего центра. Сложные межплаТаблица 9.1
Орбиты различного назначения
Круговая орбита
Эллиптическая орбита
Гиперболическая орбита
Метеорологические
ИСЗ
Навигационные ИСЗ
Связные ИСЗ
Траектории движения
межпланетных КА
при их полете в поле
тяготения планет или
Луны
Промежуточные орбиты КА
Связные ИСЗ на стаци- Траектории движения
онарной орбите (перимежпланетных КА
од обращения 24 час)
249
нетные трассы составляются из нескольких стыкующихся друг
с другом кеплеровских участков. Например, при полете к Марсу станция уходит от Земли по гиперболической траектории, затем движется по эллиптической орбите вокруг Солнца и, наконец,
по гиперболической орбите приближается к Марсу (конечно, все
эти орбиты рассматриваются в системах отсчета, связанных соответственно с Землей, Солнцем и Марсом). Кеплеровские орбиты
являются точными аналитическими решениями классической для
небесной механики задачи двух тел. По характеру движения КА вблизи исследуемого небесного тела
различают орбиты пролета, спутниковые орбиты, орбиты посадки (жесткой и мягкой). По орбите пролета КА движется с гиперболической скоростью относительно исследуемого небесного тела и
после сближения с этим телом покидает его окрестность. Коррекция
орбиты пролета реактивными двигателями производится обычно
до момента сближения, на участке же сближения коррекция, как
правило, не производится, и КА совершает пассивный полет. Спутниковые орбиты КА характеризуются эллиптическими скоростями
движения относительно исследуемого небесного тела. Для вывода
КА на спутниковую окололунную или околопланетную орбиту необходимо уменьшить скорость КА при сближении с небесным телом
до эллиптической, что достигается реактивным торможением КА.
Для жесткой посадки КА на поверхность небесного тела характерна большая относительная скорость КА в момент соприкосновения
с поверхностью небесного тела. В результате жесткой посадки КА,
как правило, разрушается.
Орбиты жесткой посадки являются частными случаями орбит
пролета или спутниковых орбит, когда часть орбиты проходит под
поверхностью небесного тела и столкновение с этой поверхностью
прекращает движение КА. Мягкой посадкой называется такая, при
которой относительная скорость KA в момент контакта с поверхностью небесного тела не достигает значений, приводящих к разрушению КА. Мягкая посадка обеспечивается тормозящей реактивной
тягой на участке спуска КА или парашютной системой, если небесное тело имеет достаточно плотную атмосферу.
Орбиты КА выбираются и рассчитываются заранее, в соответствии с задачами, которые решаются при запуске КА. При выборе
орбит КА большую роль играют вопросы экономного расхода горючего и увеличения полезного веса КА, поэтому стремятся максимальным образом использовать силу тяготения исследуемого тела
для изменения траектории в нужном направлении. Так как КА
250
имеют малые размеры и массы, то на их орбиты наряду с силами
тяготения заметно влияют сопротивление атмосферы (Земли или
планет) и световое давление, которые практически не влияют на
движение естественных небесных тел.
В движении искусственных спутников Земли (ИСЗ) наиболее заметны возмущения от сопротивления атмосферы и от сжатия Земли. Под действием сопротивления атмосферы орбита постепенно
уменьшается в размерах – происходит уменьшение большой полуоси a и эксцентрис. тета таким образом, что высота перигея орбиты
уменьшается во много раз медленнее, чем высота апогея. Следствием уменьшения размеров орбиты является уменьшение периода обращения ИСЗ вокруг Земли и ускорение видимого движения ИСЗ.
Эти изменения орбиты происходят тем быстрее, чем ближе орбита
к поверхности Земли. При высоте круговой орбиты порядка 150–
160 км и ниже изменения настолько быстры, что ИСЗ не успевает
сделать полного оборота и падает на Землю. Сжатие Земли вызывает два основных эффекта в движении ИСЗ: вращение плоскости
орбиты ИСЗ вокруг оси Земли, происходящее в направлении, обратном движению ИСЗ (попятное движение линии узлов орбиты),
и вращение самой орбиты в ее плоскости (движение линии апсид1).
Скорость движения линии узлов равна нулю, если плоскость орбиты перпендикулярна к плоскости земного экватора. Направление
движения линии апсид зависит от наклона орбиты к плоскости экватора и совпадает с направлением движения ИСЗ в орбите, если
наклон орбиты i < 63°26′; если наклон больше этого значения, то
линия апсид движется в направлении, обратном направлению орбитального движения спутника. Выбранная (расчетная) орбита КА
изменяется также из-за неизбежных отклонений режима работы
двигателей от расчетного при запуске и коррекциях.
В результате возникает задача измерения видимого движения
КА и определения параметров (элементов) реальной орбиты по результатам этих измерений. Наиболее распространены радиотехнические методы наблюдений, позволяющие определять расстояния
до КА и его радиальные скорости. Движение близких к Земле КА
(ИСЗ, лунные зонды) измеряется также по результатам телескопических наблюдений, позволяющих определять угловые координаты
КА, а также при помощи лазерных дальномеров. Уточненные значения параметров (элементов) орбиты используются для расчета
1 Линия апсид совпадает с большой осью эллиптической орбиты, соединяет апогей и перигей (эти точки называют апсидами)
251
корректировочных импульсов и для прогноза движения КА при последующих наблюдениях КА.
Использование околоземного пространства. В первом приближении орбиты спутников делятся на низкие (до 2000 километров от
Земли), средние (ниже геостационарной орбиты) и высокие. Пилотируемые полеты совершаются не выше 600 километров, поскольку космические корабли не должны входить в окружающие нашу
планету радиационные пояса. Энергичные протоны внутреннего
радиационного пояса создают опасность для жизни космонавтов.
Максимальная интенсивность облучения достигается на высоте
около 3000 километров, которую избегают все космические аппараты. Внешний электронный пояс не так опасен. Его максимум лежит
где-то между зонами навигационных и геостационарных спутников.
Еще выше обычно поднимаются спутники, работающие на сильно вытянутых эллиптических орбитах. Самые высокие околоземные орбиты, которые в равной мере можно считать околосолнечными, лежат на высоте 1,5 миллиона километров вблизи так называемых точек Лагранжа.
9.3. Системы координат
При траекторных измерениях используется целый ряд прямоугольных и полярных сферических систем координат. Для удобства
обработки результатов измерения на различных участках траектории отсчеты ведутся в разных координатных системах. Различают
гелеоцентрическую, геоцентрическую, планетоцентрическую, селеноцентрическую и др. системы координат [1, 7].
На рис. 9.2 и 9.3 изображены системы координат, используемые
в ракетно-космической технике околоземного пространства. В качестве опорной системы координат здесь принята абсолютная геоцентрическая экваториальная инерциальная система координат
0гxгyгzг, начало координат которой совпадает с центром земли.
Ось 0гzг направлена на северный полюс N, а ось 0гxг направлена
к точке весеннего равноденствия γ в отличие от относительной геоцентрической (географической) системы координат 0гxг*yг*zг, где
плоскость xг*0гzг совпадает с гринвичским меридианом (рис. 9.2),
а плоскости xг0гyг и xг*0г yг* лежат в плоскости экватора Земли.
Опорная плоскость – плоскость экватора.
Геоцентрической экваториальной декартовой системе координат соответствует сферическая экваториальная система, в которой
положение точки определяется радиусом-вектором ρ и углами: δ –
252
N к северному полюсу
zг
Гринвичский меридиан
КА
ρ
δ
0г
yг∗
α
Экватор
yг
Местный меридиан
xг∗
xг
К точке весеннего
равноденствия
Рис. 9.2. Геоцентрическая экваториальная система координат
z
yω
xω
КА
V
ρ
0з
Перигей
Плоскость экватора
Земли
β
ω
Ω
i
y
γ
x
zω
Рис. 9.3.Геоцентрическая орбитальная система координат
253
склонения и α – прямого восхождения. Декартовы координаты связаны со сферическими соотношениями
x=
ρ cos δ cos α, y =
ρ cos δ sin α, z =
ρ sin δ. (9.3)
Уравнения орбитального движения КА упрощаются при переходе к орбитальной системе координат, т. е. при описании движения
в плоскости [1]. Геодезическая орбитальная система координат изображена на рис. 9.3. Опорной плоскостью является плоскость орбиты КА. Ось yω направлена в точку перигея; ось xω располагается
в плоскости орбиты и направлена в сторону движения в перигее; ось
zω дополняет систему до правой.
Положение этой системы координат относительно геоцентрической системы 0зxyz определяется тремя углами: наклонением орбиты i, аргументом перигея ω и долготой восходящего угла Ω. Положение космического аппарата в плоскости орбиты описывается радиус-вектором ρ и углом β, отсчитываемым в направлении на перигей.
Координаты наземных ИП обычно задаются в жестко связанной
с Землей геодезической системе координат Озx*y*z* (рис. 9.4). Начало геодезической системы – центр Земли, опорная плоскость –
плоскость экватора. Ось z* проходит через северный полюс, ось x*
образуется пересечением плоскости гринвичского меридиана с плоскостью экватора, ось y* направлена так, чтобы система координат
была правой. Геодезической декартовой системе координат соответствует сферическая система, в которой положение точки определяется модулем радиус-вектора rз, широтой и долготой λ. Для перехода от декартовых к сферическим геодезическим координатам
N z*(z)
y*
Наземный пункт
Гринвичский
меридиан
Оз
φ
λ
x
γ
rз
Ωз
y
x*
Экватор
Рис. 9.4. Геодезическая система координат
254
yт
xт
V
Плоскость
орбиты КА
zт
КА
θ
R
ψ
От
Плоскость r з
местного
горизонта Оз
Рис. 9.5. Измерительная (топоцентрическая) система координат
нужно воспользоваться соотношениями (9.3), заменив ρ на rз, δ на
φ, α на λ.
При наблюдении за КА используют измерительную (топоцентрическую) систему координат Отxтyтzт (рис. 9.5). Ее центр совмещается
с точкой земной поверхности, в которой находится измерительный
пункт ИП. Ось xт лежит в плоскости местного горизонта и направлена на север, ось yт совпадает с местной вертикалью, а ось zт выбирается так, чтобы система координат была правой [1]. Этой системе
координат соответствует сферическая система, в которой положение КА задается радиальной дальностью R, азимутом ψ и углом
места θ. Все точки земной поверхности, оставаясь неподвижными
в геодезической системе, перемещаются в геоцентрической системе
координат с запада на восток соответственно суточному вращению
Земли вокруг оси z* (рис. 9.4) с угловой скоростью Ωз≈15 град/час.
Линейная скорость (м/с) их движения составляет (см. рис. 9.4)
vΩ = rç Ωç cos φ ≈ 465 cos φ, где rз – расстояние от центра Земли до
рассматриваемой точки (радиус Земли), среднее значение которого
приближенно равно 6371 км; φ – широта рассматриваемой точки.
9.4. Управление КА
При полете КА решаются следующие задачи управления:
1) управление движением:
– управление движением центра масс;
– ориентация и стабилизация корпуса КА относительно центра масс;
255
– управление ориентацией при спуске;
– управление стыковкой двух космических аппаратов на орбите;
2) управление работой бортовой аппаратуры;
3) управление действиями экипажа.
Осуществление указанных задач управления космическим полетом возлагается на наземный комплекс управления и бортовой
комплекс автоматического управления аппаратом (или на бортовые
комплексы управления в случае группового полета).
При управлении движением центра масс наибольшее значение
имеют командное корректирующее радиоуправление с наземного
пункта (КРУ-I) и автономное управление, а на этапах сближения
и стыковки двух КА – «наведение на себя» (КРУ- III) и самонаведение. Отличительной чертой корректирующего управления является разнесение во времени процессов контроля траектории КА и изменения ее параметров. При этом контроль производится в течение
длительного времени орбитального полета, а коррекция траектории
за малое время движения на активном участке. В тех случаях, когда в течение достаточно длительного времени происходят быстрые
непредсказуемые изменения действующих на КА сил, вместо корректирующего, целесообразнее использовать следящее радиоуправление. В основном оно применяется на заключительных (терминальных) участках, например, при мягкой посадке на поверхность
или при стыковке КА.
При корректирующем командном радиоуправлении с наземного
пункта измерение параметров движения КА может осуществляться
не только на земле, но и на борту КА, что соответствует командному
управлению КРУ-II.
В этом случае результаты измерений должны передаваться на
Землю. При удалении от Земли и приближении к цели точность измерений с КП падает, а точность измерений, проведенных на борту,
возрастает. Для низкоорбитальных ИСЗ дистанционного зондирования Земли и разведывательных спутников целесообразно определять свои координаты на борту по сигналам спутниковых навигационных систем GPS/ГЛОНАСС.
Функциональная схема корректирующего радиоуправления
с наземного командного пункта приведена на рис. 9.6.
Фактические параметры движения центра масс КА характери
зуются шестимерным вектором γ ô = γ ô1, γ ô2 ,..., γ ô6 . С помощью
измерительных радиосистем производится оценка значений этих
параметров, в результате которой находится расчетный шестимер
ный вектор γ ð = γ ð1, γ ð2 ,..., γ ð6 .
{
{
256
}
}
Sтв
Программновременное
устройство
Командная радиосистема
Ключ 1
Аппаратура
формирования команд
Командная
радиолиния
Аппаратура
выделения
команд
Ракетные
двигатели
КА и
кинематическое
звено
Sтв

γ
ô
Аппаратура

γí
вычисления
программы
коррекции

Измерительная радиосистема
γð
Аппаратура
оценки
значений
параметров
движения
Измерительные
радиолинии
Ключ 2
Sтв
Земля
Борт
Рис. 9.6. Функциональная схема корректирующей системы
управления с КП

В ЦВМ по найденному γ ð вычисляется расчетная траектория
движения КА и находится ее отличие от номинальной траектории,

определяемой совокупностью параметров γ í ={γ í1, γ í2 ,..., γ í6 }.
Анализируя отклонения расчетной траектории от номинальной, оператор принимает решение о целесообразности проведения
коррекции движения КА, определяет подходящую попадающую
траекторию и с помощью ЦВМ вычисляет программу коррекции.
Ключи на схеме показывают, что работа системы осуществляется
сеансами. Синхронизация системы обеспечивается сигналами точного времени Sтв.
Для управления движением центра масс космических летательных аппаратов служат корректирующие и тормозные двигательные
257
установки. Включение тормозных и корректирующих двигательных установок производится только после того, как космический
летательный аппарат будет ориентирован соответствующим образом
в пространстве и обеспечена его стабилизация с тем, чтобы вектор
тяги двигательной установки был повернут в нужном направлении.
Различают два вида маневров КА: продольные и боковые. Первые изменяют параметры орбиты КА без поворота ее плоскости, а
вторые приводят к изменению положения плоскости орбиты КА
в инерциальном пространстве. Результаты коррекции контролируются измерительными системами.
Ориентацию и стабилизацию корпуса КА выполняют автономные системы, входящие в бортовой комплекс управления. Система
стабилизации поддерживает необходимое положение в пространстве связанной системы координат КА, нарушаемое из-за действия
возмущающих моментов. Ориентация и стабилизация необходимы
для обеспечения заданного направления тяги двигателя, без чего
невозможно произвести желаемое изменение траектории [1,27].
Система ориентации совмещает систему координат, связанную
с корпусом КА, с выбранными опорными направлениями, соответствующими базовой опорной системе координат. Для совмещения
в пространстве трехосной координатной системы должны использоваться два опорных направления. В тех случаях, когда оказывается
достаточным ориентировать одну ось КА, нужно иметь всего одно
опорное направление, скажем, местную вертикаль при орбитальных полетах ИСЗ.
Чаще всего ориентация космического летательного аппарата решается с помощью системы астроориентации. Система астроориентации имеет электронно-оптические датчики, гироскопические
измерители скорости вращения аппарата, усилительно-преобразовательную аппаратуру и исполнительные механизмы, создающие
вращающий момент. Положение космического летательного аппарата в пространстве обычно фиксируется относительно астрономических ориентиров, например Солнца, какой-либо звезды или
Земли. Разворот аппаратов в заданном направлении производится
чаще всего с помощью реактивных микродвигателей. При этом система управления включает микродвигатели до тех пор, пока летательный аппарат не займет требуемое положение в пространстве.
Затем система ориентации поддерживает оси летательного аппарата
в строго заданном направлении.
Система ориентации летательного аппарата обычно имеет три режима работы: первый режим – это процесс поиска астроориентиров,
258
на которые рассчитана система ориентации, второй режим – разворот космического летательного аппарата в заданное положение после того, как астроориентиры попадут в «поле зрения» электроннооптических датчиков ориентации. Третий режим работы – режим
удержания ориентации летательного аппарата относительно заданного направления. Для системы стабилизации возникают наиболее
трудные условия в период работы корректирующих или тормозных
двигательных установок, когда система стабилизации должна компенсировать возмущения, возникающие при работе двигателей, и
обеспечить высокую точность стабилизации.
Практически ориентация летательного аппарата может производиться двумя принципиально различными методами: пассивным
и активным. Каждый из них имеет свои достоинства и недостатки,
которые учитывают при выборе метода.
Пассивной ориентацией принято называть ориентацию летательного аппарата, осуществляемую за счет внешних моментов,
создаваемых в результате взаимодействия с окружающей средой.
Основными видами пассивной ориентации являются: гравитационная ориентация, аэродинамическая ориентация и др.
К числу методов стабилизации, которые не требуют непрерывного подвода энергии, относится также метод стабилизации космических летательных аппаратов вращением вокруг одной из осей. Хорошо известно, что твердое тело, которому сообщено вращательное
движение вокруг одной из его главных осей, сохраняет направление
этой оси в пространстве при движении его по той или иной траектории. Это позволяет осуществлять стабилизацию тела относительно
этой оси до тех пор, пока какие-либо силы, действующие на него, не
нарушат стабилизацию.
Активные методы ориентации требуют затраты энергии или
массы для создания стабилизирующих моментов. При этом в процессе ориентации происходит потребление энергии или расход
массы, запасенной на борту космического летательного аппарата
(электроэнергии, сжатого газа, химического топлива), или затраты энергии солнечных батарей. Эти методы позволяют обеспечить
ориентацию относительно любой базовой системы отсчета и производить переориентацию, т. е. переход от одной ориентации к другой
в тех случаях, когда это необходимо.
Для создания управляющего момента в системах активной ориентации могут применяться реактивные микродвигатели, работающие на сжатом газе или химическом топливе, электрореактивные
движители (ионные, плазменные и др.), моментный электропривод,
259
Сигнал
Солнца
Датчик Солнца
Сигнал
Солнца
Датчик Солнца
«точный»
Сигнал
Земли
Датчик Земли
Сигнал
Луны
Датчик Луны
«грубый»
Датчики
угловых
скоростей
Усилительпреобразо ватель
Исполнительные
механизмы
КА и
кинематическое звено
Рис. 9.7. Функциональная схема системы ориентации лунной станции
взаимодействующий с магнитным полем Земли, гироскопические
устройства или маховики, приводимые в движение электродвигателями.
Часто используются комбинированные методы ориентации.
В таких случаях в дополнение к пассивной системе ориентации
устанавливается необходимое количество микродвигателей для
коррекции действия пассивной системы, предварительного успокоения и компенсации ошибок, возникающих в результате различных возмущающих воздействий, а также для программных поворотов искусственного спутника или космического корабля.
На рис. 9.7 приведена функциональная схема системы ориентации лунной станции. В качестве опорных ориентиров для станции
были выбраны Солнце, Луна, Земля. Солнце и Луна использовались
большую часть времени. На заключительном этапе, когда Луна стала близкой и большой, использовалась Земля.
Опорные направления определялись с помощью фотоэлектрических датчиков. Кроме того, в систему ориентации входили скоростные гироскопы – датчики угловых скоростей. Угол обзора грубого
датчика достаточно широкий (около 190о), что гарантирует «захват
Солнца». Затем при полете начинается поиск Луны.
Для этого КА сообщается вращательное движение относительно
направления на Солнце. Вращение прекращается после попадания
Луны в поле зрения лунного датчика. Так как угол Солнце-станция-Луна меняется в течение полета, то предусматривается автоматическая отработка этого изменения поворотом солнечного датчика
260
с помощью шагового электродвигателя. Ошибка системы ориентации станции не превышает (2÷3)′.
В конечном итоге, функции систем управления любого КА сводятся к тому, чтобы, во-первых, обеспечить начальное «успокоение»
аппарата после его отделения от ракеты-носителя (сведение к минимуму угловой скорости вращения, полученной КА в момент отделения), и, во-вторых, обеспечить соответствующие программные повороты КА вокруг трех взаимно ортогональных строительных осей,
жестко связанных с центром масс.
Система управления должна, кроме того, иметь возможность
осуществлять поиск специальных ориентиров (Земли, Луны, Солнца, планет Солнечной системы, звезд) и обеспечивать стабилизацию
космического аппарата относительно этих ориентиров с точностью,
необходимой для работы бортовых аппаратов и научных приборов.
В функцию системы управления самим ЛА также входит стабилизация космического летательного аппарата по заданному курсу и
автоматическое управление реактивными двигателями для изменения траектории центра масс и маневрирования кораблем.
Управление бортовой аппаратурой с командного пункта производится с помощью системы [5], которую будем называть радиотелемеханической (рис. 9.8).
Фактическое состояние бортовой аппаратуры и окружающей

среды, характеризуемое вектором состояний γ ô = γ ô1, γ ô2 ,..., γ ôn ,
где, например, γф1 – напряжение батарей питания, γф2 – давление и
т. д., фиксируется соответствующими бортовыми датчиками. В перерывах между сеансами связи показания датчиков могут записываться в бортовом запоминающем устройстве (ЗУ). Во время сеансов связи запомненные, а также текущие показания датчиков через
телеметрическую радиолинию поступают на наземный КП.
В обоих случаях на борту КА часто осуществляется предварительная обработка данных, направленная на уменьшение передаваемых по радиолинии потоков сообщений. Подобная обработка
сокращает избыточность при сохранении смыслового содержания
информации и исключает информацию, не существенную для получателя. Полученные на пункте сообщения выделяются, регистрируются и направляются на обработку для анализа и принятия
решения.
Обычно для этих операций используются ЦВМ. В результате об
работки определяется вектор состояния γ ð , полученный расчетным путем на основании данных телеметрического контроля фак
тического состояния бортовой аппаратуры γ ô .
{
}
261
Программно-временное
устройство
Командная радиосистема
Аппаратура
формирования команд
Командная
радиолиния
Аппаратура выделения команд
Ключ 1
Sтв
Анализ и
принятие
решения

γð
Sтв
Управляемая аппаратура

γô

γí
Телеметрическая радиосистема
Запоминающее
устройство
Аппаратура
выделения,
регистрации
и обработки
данных
Телеметрическая
радиолиния
Устройство
предварительной
обработки
Ключ 2
Датчики
Sтв
Земля
Борт
Рис. 9.8. Функциональная схема радиотелемеханической системы
управления работой бортовой аппаратуры с КП
Необходимое состояние бортовой аппаратуры является априор
но известным и характеризуется вектором γ í ={γ í1, γ í2 ,..., γ ím }.
Очевидно, m<n, поскольку управление осуществляется не по всем
контролируемым параметрам. На основании совместного анализа


значений γ ð и γ í , выполняемого обычно ЦВМ, оператор принимает
решение. Если в аппаратуре КА замечаются какие-либо неполадки
или возникает необходимость изменения режимов работы, то на КП
формируются команды управления, которые по командной радиолинии передаются на борт. Команды либо исполняются немедленно, либо записываются в программно-временное устройство для последующего исполнения.
Результаты исполнения контролируются с помощью телеметрической радиосистемы. Программно-временное устройство (ПВУ), нахо262
дящееся на борту КА, позволяет осуществлять управление в любое
время полета, а не только в течение сеанса связи с наземными КП.
Применяют ПВУ двух видов: жесткое и гибкое. Жесткое ПВУ
имеет фиксированную программу, составленную из команд, следующих друг за другом в неизменной последовательности. Его программа закладывается до запуска КА и не корректируется в течение полета. Гибкое ПВУ имеет сменную программу, которая может рассчитываться на Земле и передаваться на КА во время полета. При работе
с экипажем используется дополнительная связная радиосистема.
Ошибки управления движением центра масс КА характеризует
обобщенный вектор промаха. В общем случае он
 имеет шесть компонент: три координатных и три скоростных δh ={δh1, δh2 ,..., δh6 }.
Компоненты вектора промаха вычисляются для фиксированных
моментов времени или для заданных значений определенных параметров, например, углового расстояния от фиксированной точки.
Для фиксированного момента времени первые три компоненты вектора промаха представляют собой отклонения фактических координат КА от тех, которые были бы в этот момент при движении КА
по номинальной траектории. Три другие компоненты показывают
аналогичные отклонения составляющих вектора скорости.
Учет всех шести компонент вектора промаха важен в таких задачах, как, например, стыковка КА или мягкая посадка в заданную
область на поверхности небесных тел.
Контрольные вопросы
1. Состав основной группы ИСЗ и космических кораблей.
2. Лунные автоматические станции и космические корабли.
3. Межпланетные автоматические станции и космические корабли.
4. Требуемые, фактические траектории. Попадающие, номинальные траектории.
5. Пояснить рис. 9.1.
6. Геоцентрическая экваториальная система координат.
7. Геоцентрическая орбитальная система координат.
8. Геодезическая система координат.
9. Измерительная (топоцентричекая) система координат.
10. Пояснить схему на рис. 9.6.
11. Пояснить схему на рис. 9.7.
12. Пояснить схему на рис. 9.8.
13. Обобщенный вектор промаха. Учет всех компонент вектора
промаха.
263
ЛЕКЦИЯ 15
9.5. Особенности космических радиолиний
При работе РТ комплексов КА используют принцип совмещения
радиолиний. В радиолинии Земля – КА совмещают канал передачи
командной информации управления работой бортовой аппаратуры и
движения КА и прямой измерительный канал, по которому передаются сигналы запроса, позволяющие осуществить траекторные или
навигационные измерения. В радиолинии КА – Земля совмещают
информационный канал, по которому ведут передачу телевизионной, телеметрической и научной информации, канал ОС, обеспечивающий передачу «квитанций» о выполнении бортовым исполнительным устройством команд управления, и обратный измерительный
канал. Прямой и обратный измерительные каналы могут быть использованы для радиотелефонной связи между Землей и экипажем
пилотируемого КА. Для осуществления синхронизации в совмещенных радиосистемах в один из каналов включают передачу специальных синхронизирующих сигнальных последовательностей.
Для передачи на борт управляющих сигналов служит радиосистема передачи командной информации. Эта система осуществляет
передачу команд, с помощью которых можно:
– изменять положение управляющих органов ракеты-носителя
и КА;
– включать, выключать, изменять режимы работы бортовой аппаратуры (БА).
Одна из основных проблем совмещения нескольких функций одной радиолинии является разделение информации, заключенной
в сигнале, по различным каналам. Это предъявляет определенные
требования к форме сигналов и виду модуляции. Например, при
импульсных сигналах в канале траекторных измерений в информационных каналах желательна импульсная модуляция различного
вида. Генерируемая ПРД посылка представляет собой в этом случае
набор импульсов (импульсную программу) с временным разделением между каналами. При непрерывном излучении используется
амплитудная, частотная, фазовая модуляция на поднесущих и частотное разделение каналов. В этом случае возможно и временное
разделение, если допустима поочередная передача информации.
В передаваемой информации содержится адрес команды, ее содержание и момент времени, когда команда должна быть выполнена. Адрес:
264
1) внешний – характеризует тот или иной КА (например, номер
спутника, находящегося в полете);
2) внутренний – указывает один или группу агрегатов, блоков,
устройств КА, состояние которых необходимо изменить.
Командная информация может передаваться периодически (что
облегчает декодирование, увеличивает достоверность приема), а может и асинхронно.
Несущая частота передачи от 100 до (6÷10)·103 МГц. В этом диапазоне мало ионосферное и тропосферное ослабление.
Для космической связи оптимален диапазон от 1,5 до 30 сантиметров. За пределами этого окна радиосигнал заметно ослабляется
в атмосфере или даже может от нее отразиться. На более коротких
волнах потери энергии растут за счет поглощения молекулами воды
и кислорода в тропосфере, а на более длинных волнах прохождению
сигнала все сильнее мешает ионосфера, которая для волн длиннее
10–30 метров становится непреодолимой преградой. Поглощение
радиоволн также вызывается дождем и туманом, но, конечно, не
в такой мере, как в оптическом диапазоне.
Импульсные излучения с широкой полосой спектра более применимы в системах ближнего космоса. Поток информации в системах
дальнего космоса невелик, поэтому они могут быть узкополосными
с большой дальностью действия.
Согласно теореме Шеннона максимальная скорость передачи информации зависит от полосы пропускания канала ∆f и соотношения
сигнал/шум q=(Pс/Pш)min за один импульс
C=
∆f log2 1 + ( Pñ / Pø )min  . (9.4)
Вспомним, что величина
=
V Tc Dc ∆Fc (9.5)
называется объемом сигнала, где Тс – длительность первичного
сигнала, Dc – динамический диапазон, Dc = 10 lg Pc max
, дБ,
Pc min
∆Fc – эффективно передаваемая полоса частот сигнала. Количество
информации Ic, переносимое сигналом в единицу времени
(
Pñðñ

I=
c 3,3η∆Fc lg  1 +
Pc


 . 
)
(9.6)
265
Отсюда мощность шума с широким спектром, равномерно распределенным в полосе ПРМ, равна
CN0
Pø= N0 ∆f=
(9.7)
.
log2 1 + ( Pc Pø )min 


Подставляя (9.7) в формулу основного уравнения дальности, получаем
Dmax =
Pcð GÏÐÄ GÏÐÌ ηÏÐÄ ηÏÐÌ
N0 c
log2
1+ q
.
q
(9.8)
В формуле η –коэффициент полезного действия антенно-фидерного тракта, G – коэффициент направленного действия антенны.
Формула связывает энергетические и информационные характеристики радиолинии. Из нее следует важный для космических
радиолиний вывод о том, что с энергетической точки зрения целесообразно изменять скорость передачи информации при изменении
дальности до объекта, если все остальные параметры остаются неизменными.
Дальность можно увеличить, если
– выбрать оптимальный диапазон частот с минимальным уровнем внешних помех и минимальными потерями при распространении сигнала;
Таблица 9.2
Характеристики радиолиний ближнего, среднего и дальнего космоса
Параметры радиолинии
Низколетящий
ИСЗ
КА на лунной
орбите
КА на орбите
Марса
Дальность, км
Частота, МГц
Наземная антенна диаметр, м
усиление, дб
ширина луча
Бортовая антенна
площадь, м2
Ширина луча
Мощность наземного
передатчика, квт
Мощность бортового
ПРД, вт
103÷104
200
4·105
2,3·103
4·108
2,3·103
5
18
210
26
50
21′
64
60
7′
0,18
всенаправленная
3,5
30
25
1,20
1÷3
10
100
0,1÷10
20
150
266
– увеличить Pср ПРД;
– использовать антенны с большим коэффициентом усиления и
малым уровнем боковых лепестков;
– использовать антенно-фидерные устройства с малыми потерями и низким уровнем собственных шумов;
P
– выбрать высокочувствительный ПРМ (большое ñ ), использоPø
вать оптимальные методы обработки сигналов;
– выбрать оптимальный для конкретного случая метод модуляции сигнала.
В литературе приведены следующие значения скорости передачи
информации для трех из самых мощных существующих в настоящее время передающих систем (числа в скобках соответственно диаметр передающей антенны, средняя мощность и длина волны):
– радиолокационный телескоп в Аресибо, Пуэрто-Рико (300 м;
1000 кВт; 12,5 см) — 1000 бит/с;
– планетный радиолокатор в Голдстоуне, Калифорния (70 м;
480 кВт; 3,5 см) — 550 бит/с;
– планетный радиолокатор под Евпаторией, Крым (70 м; 150 кВт;
6,0 см) — 60 бит/с.
Еще о командной и телеметрической радиолиниях. Командная
линия обеспечивает передачу на КА управляющей информации,
телеметрическая – передачу с КА данных о состоянии и режимах
работы бортовых систем. Командная и телеметрическая линии работают в двух режимах функционирования КА:
1. Штатный режим. Передача команд, прием квитанций об исполнении команд.
Прием телеметрической информации осуществляются с использованием связных линий, в том числе с использованием каналов
межбортовой связи. В штатном режиме обеспечивается возможность управлять и контролировать режимы работы каждого КА.
2. Нештатный режим распространяется на участок выведения
КА на рабочую орбиту, а также на случаи отказа стабилизации КА
или других отказов, приводящих к невозможности использования
связных линий.
Управление КА в нештатном режиме осуществляется по отдельным командной и телеметрической радиолиниям.
267
10. РАДИОТЕЛЕМЕХАНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
10.1. Назначение, виды и функции телемеханических систем.
Понятие радиотелемеханики
Телемеханика – область науки и техники, предметом которой
является
разработка методов и технических средств передачи и приема
информации (сигналов) с целью управления и контроля на расстоянии.
Специфическими особенностями телемеханики являются:
– удаленность объектов контроля и управления;
– необходимость высокой точности передачи измеряемых величин;
– недопустимость большого запаздывания сигналов;
– высокая надежность передачи команд управления;
– высокая степень автоматизации процессов сбора информации.
Телемеханизация применяется тогда, когда необходимо объединить разобщенные или территориально рассредоточенные объекты управления в единый комплекс (например, при управлении
газо- и нефтепроводом, энергосистемой, ж.-д. узлом, системой «Умный дом»), либо когда прис. тствие человека на объекте управления
нежелательно (например, в атомной промышленности, на химических предприятиях) или невозможно (например, при управлении
непилотируемой ракетой).
В дисциплине «Радиосистемы и комплексы управления» специальности «Радиоэлектронные системы и комплексы» наряду с традиционными системами радиоуправления желательно рассмотреть
и радиотелемеханические системы. Например, радиосистема выключения двигателя баллистической ракеты при ее пуске на заданную дальность является радиотелемеханической системой. Такая система включает в себя: радиосистему траекторных измерений
на активном участке траектории, решающее устройство, радиоканал разовой команды, исполнительное устройство выключения
двигателя и объект управления – ракетный двигатель. Еще одна
радиотелемеханическая система – радиовзрыватель. Радиовзрыватель представляет собой радиотелемеханическую систему, предназначенную для выработки разовой команды на подрыв боевого заряда, которым снабжен управляемый снаряд [29].
Не следует смешивать радиотелемеханические системы с системами командного радиоуправления летательными аппаратами, по268
скольку в целом они отличаются по цели управления, а в частных
случаях – либо характером процесса управления, либо составом
систем. В радиотелемеханических системах цель управления – изменение состояния или управление работой того или иного прибора
или агрегата; в системах командного радиоуправления – управление движением центра масс летательного аппарата (управление
полетом). В радиотелемеханических системах без обратной связи
управление осуществляется по разовым командам (т. е. оно не
является ни следящим, ни корректирующим), однако в состав подобных систем входят радиоустройства, характерные для систем
командного радиоуправления. В радиотелемеханических системах
с обратной связью, наоборот, совпадает характер процесса управления (следяющий или корректирующий), но в состав систем вместо
радиоизмерительных устройств (радиовизиров) входят датчики
состояния объектов управления. Во всех радиотелемеханических
системах отсутствуют кинематические звенья.
При оценке качества работы радиотелемеханических систем
без обратной связи во многих случаях необходимо учитывать точность «привязки» по времени момента срабатывания исполнительного устройства. Например, необходимо достаточно точно
обеспечить во времени исполнение разовой команды выключения
двигателя баллистической ракеты при ее пуске па заданную дальность, обеспечить своевременное включение электродетонатора при
срабатывании радиовзрывателя. При этом следует учитывать, что
управляющее воздействие будет формироваться с некоторым запаздыванием. Полное время запаздывания складывается из времени распространения радиоволн, времени обработки сигналов при
приеме, а также времени формирования в решающем устройстве
команды и времени срабатывания исполнительного устройства. Необходимо учитывать также воздействие помех на радиоизмерительные устройства и радиоканалы передачи разовых команд. Помехи
могут быть причиной случайных смещений (рассеяния) моментов
срабатывания исполнительного устройства. В некоторых случаях
воздействие помех может полностью нарушить работу радиотелемеханической системы. В этих условиях качество работы радиотелемеханической системы удобно характеризовать вероятностью правильного срабатывания исполнительного устройства в заданном
интервале времени.
При анализе радиотелемеханических систем с обратной связью
используются те же методы, что и при анализе замкнутых контуров систем радиоуправления летательными аппаратами.
269
Исполнительные
механизмы
Объект
управления
КИП,
датчики
Устройства
управления
и сбора
данных
ПРМ -ПРД
Канал связи
ПРМ - ПРД
Интерфейс
человекмашина
Операторпользователь
Рис. 10.1. Функциональная схема системы телемеханики
На объекте телемеханики, в составе которого сам объекте управления, установлены датчики, контрольно-измерительные приборы
(КИП) и исполнительные механизмы (клапаны, задвижки, насосы,
двигатели и т. п.), которые подключены к устройствам управления и
сбора данных. Устройства управления и сбора данных обрабатывают информацию, полученную от КИП и датчиков и выдают управляющие сигналы, а также обмениваются информацией с интерфейсом «Человек-машина» посредством приемо-передатчиков и канала связи. Интерфейс «Человек-машина» выдает данные в удобном
виде оператору-пользователю. Оператор-пользователь посредством
интерфейса «Человек-машина» получает информацию об объекте
телемеханики, а также осуществляет управление технологическими процессами объекта телемеханики.
Центральным устройством управления и сбора данных является программируемый логический контроллер, к которому подключаются модули ввода-вывода информации, преобразователи, вид
которых определяется физикой решаемой задачи, и т. п. Программируемый логический контроллер управляет исполнительными
механизмами по программе процесса управления. Оператор-пользователь имеет возможность наблюдать и изменять переменные
программы, но не программу в целом.
Виды каналов связи: проводные; беспроводные (радиоканалы);
оптические. Для каждого вида канала связи разработаны технологии связи:
270
1. Проводные: Ethernet, RS485, RS232, телефонная связь и др.
2. Беспроводные: GSM, GPRS, 3G, Wi-fi, Bluetooth, WiMAX, спутниковая связь, радиосвязь связь и др.
3. Оптические: оптические проводные (оптоволоконные), оптические беспроводные (лазерные).
Для каждой технологии связи существуют протоколы передачи
данных такие как: Modbus TCP, Modbus RTU, Modbus ASCI, DCON,
CAN, Profibus, OWEN и др. Каждая технология связи имеет свои
ограничения по скорости и дальности передачи информации.
В зависимости от канала связи, подбираются приемо-передатчики. Например, для GSM канала связи приемопередатчиками являются GSM модемы, для радиосвязи – радиомодемы, для Ethernet –
контроллеры Ethernet, для спутниковой связи – спутниковые антенны с ресиверами и т. п.
В качестве интерфейса «Человек-машина» могут выступать: персональный компьютер, сотовый телефон, панель оператора и т. п.
История
Термин «телемеханика» был предложен в 1905 году французским ученым Э. Бранли. Первоначально с понятием телемеханики
связывали представление об управлении по радио подвижными военными объектами. Известны случаи применения боевой техники,
оснащенной устройствами управления на расстоянии, в первой мировой войне.
Практическое применение телемеханики в мирных целях началось в 20-х годах 20 века, главным образом на железнодорожном
транспорте: телеуправление ж.-д. сигнализацией и стрелками было
впервые осуществлено в 1927 на железной дороге в Огайо (США).
В 1933 в Московской энергосистеме (Мосэнерго) введено в эксплуатацию первое устройство телесигнализации. Серийное заводское
производство устройств телемеханики в СССР впервые было организовано в 1950 на заводе «Электропульт».
Развитие телемеханики шло параллельно с развитием электроники и средств связи. Первые системы строили на релейных схемах. В 50-х годах на смену реле пришли более надежные полупроводниковые элементы. В конце 60-х годов началось использование
интегральных схем.
В конце 80-х годов в схемотехнике систем телемеханики произошел качественный скачок. Вместо микросхем жесткой логики
в контроллерах стали использовать микропроцессоры. Это позволило гибко адаптировать аппаратуру под решение конкретной задачи
путем замены программного обеспечения.
271
Современные программно-технические комплексы строят именно на основе микропроцессорных контроллеров. В настоящее время
это системы с высоким быстродействием и достаточным объемом
памяти. Все большее значение имеет программное оснащение контроллеров. Для хранения программ и данных применяют FLASHпамять, позволяющую легко менять программу и обеспечивать быстрый перезапуск системы в случае сбоя.
10.2. Назначение и структура радиотелемеханических систем
Назначением радиотелемеханических систем в комплексах летательных аппаратов является решение задач управления бортовыми приборами и агрегатами, а также состоянием летательных
аппаратов в целом. Такое управление осуществляется подачей
на исполнительные устройства приборов и агрегатов (объектов
управления) соответствующих команд. Команды формируются
на основе контроля (измерения) некоторой в общем случае много
мерной величины γ ( t ), которая непосредственно или косвенно
характеризует либо условия, в которых находится объект управления, либо текущее состояние объекта. Для осуществления такого контроля в состав радиотелемеханических систем включаются либо те или иные радиоизмерительные устройства, либо
датчики – преобразователи неэлектрических величин в электрические.
Формирование команд осуществляется в решающих устройствах, которые в простейших случаях представляют собой схемы
сравнения и реле, а в более сложных – цифровые вычислительные
приборы и системы обработки результатов измерений.
Исполнительные устройства могут быть самыми разнообразными, как по принципу действия, так и по сложности, Так, например, в качестве исполнительных устройств используются: электронные и электромеханические реле, стоящие в исполнительных цепях
электродетонатора или в цепях включения и выключения бортовых
приборов; устройства, управляющие направлением оси бортовой
антенны; устройства систем ориентации корпуса летательного аппарата и т. д. Соответственно в радиотелемеханических системах
находят применение как функциональные (служебные), так и количественные команды.
Примером радиотелемеханической системы является радиовзрыватель. При наличии цели в зоне действия радиовзрывателя
срабатывает боевая часть и вне зависимости от того, произошло или
нет поражение цели, действие системы на этом заканчивается.
272
Измеряемая
величина
γ( t)
Бортовое
радиоизмерительное
устройство
γ пор
Пороговая
величина
Бортовое решающее
устройство
uк ( t)
Объект
управления
uу( t)
Исполнительное
устройство
Рис. 10.2. Функциональная схема
автономной радиотелемеханической системы
Будем различать автономные и неавтономные радиотелемеханические системы. В первых команды формируются на борту летательного аппарата, во вторых – на пункте управления и передаются
на борт летательного аппарата по командной радиолинии.
Автономные радиотелемеханические системы обычно реализуются как системы, предназначенные для выполнения в комплексе
летательного аппарата определенных разовых функций. Эти функции выполняются по разовым командам в реальном масштабе времени; они имеют разовый и необратимый характер, т. е. исполняются один раз, в результате чего управляемый объект переходит
в такое состояние, из которого не может вернуться к исходному. Обратная связь в подобных радиотелемеханических системах обычно
отсутствует.
Неавтономные радиотелемеханические системы реализуется как
без обратной связи (рис. 10.3), так и с обратной связью (рис. 10.4).
В обоих случаях принимается решение о формировании команды
и осуществляется ее формирование на пункте управления. СфорИзмеряемая
величина
γ( t)
Радиоизмерительное
устройство (или система)
пункта управления
Пороговая
величина
γ пор
Решающее устройство
пункта управления
u′к (t)
О бъект
управления
uу(t)
Исполнительное
устройство
uк(t)
Радиоканал
разовой команды
Рис. 10.3. Функциональная схема
неавтономной радиотелемеханической системы
273


uê′ (t )
Необходимое
состояние
объектов
управления

γ 0 (t)

Решающее
устройство
пункта
управления
γ* (t)
Оценка
состояния
объектов
управления
Командная
радиолиния
Программновременное
устройство
пункта
управления
Устройство
выделения и
обработки
телеметрической
информации
uê (t )
Исполнительное
устройство
Бортовое
программновременное
устройство

uó (t )
Объекты
управления

γ (t)
Телеметрическая
радиолиния
Датчики
состояния
объектов
управления
Запоминающее
устройство
Рис. 10.4. Функциональная схема
радиотелемеханической системы с обратной связью
мированная команда uк (t) в реальном масштабе времени (рис. 10.3)
или через программно-временное устройство (рис. 10.4) поступает
на вход радиоканала разовой команды или командной радиолинии,
а затем передается на борт летательного аппарата. Радиоизмерительное устройство, контролирующее измеряемую величину γ (t),
находится, в отличие от автономной системы, на пункте управления.
Примером неавтономной радиотелемеханической системы без
обратной связи может служить радиосистема выключения двигателя баллистической ракеты при ее пуске на заданную дальность.
Такая система включает в себя: радиосистему траекторных измерений на активном участке траектории, решающее устройство, радиоканал разовой команды, исполнительное устройство выключения
двигателя и объект управления – ракетный двигатель.
В радиотелемеханических системах с обратной связью (рис. 10.4)
информацию о состоянии и работе объектов управления (бортовых
приборов, агрегатов) получают с помощью различного рода датчиков, устанавливаемых на борту летательного аппарата и связанных

с контролируемыми величинами γ ( t ). Величины, полученные с датчиков и соответствующим образом обработанные, поступают непо274
средственно (или через запоминающее устройство) на вход телеметрической радиолинии и передаются по ней на пункт управления.
На пункте управления в устройстве выделения и обработки телеметрической информации получается оценка состояния объектов

управления γ* ( t ), необходимая для осуществления требуемого
управления бортовыми приборами и агрегатами. Формирование

команд осуществляется в результате сравнения оценки γ* ( t ) с ве
личиной γ 0 ( t ), задающей необходимое состояние объектов управления.
Сформированные команды по командной радиолинии передаются на борт летательного аппарата и поступают на исполнительное
устройство, воздействующее на объекты управления. Контур радиотелемеханического управления оказывается замкнутым. В зависимости от решаемых задач, такое управление осуществляется
либо как следящее, либо как корректирующее. Применение радиотелемеханических систем с обратной связью наиболее характерно
для управления бортовой аппаратурой космических аппаратов.
В радиотелемеханических системах без обратной связи управление осуществляется по разовым командам (т. е. оно не является
ни следящим, ни корректирующим), однако в состав подобных систем входят радиоустройства, характерные для систем командного
радиоуправления. В радиотелемеханических системах с обратной
связью, наоборот, совпадает характер процесса управления (следяющий или корректирующий), но в состав систем вместо радиоизмерительных устройств (радиовизиров) входят датчики состояния
объектов управления. Еще раз отметим, что во всех радиотелемеханических системах отсутствуют кинематические звенья.
При оценке качества работы радиотелемеханических систем
без обратной связи во многих случаях необходимо учитывать точность «привязки» по времени момента срабатывания исполнительного устройства. Например, необходимо достаточно точно
обеспечить во времени исполнение разовой команды выключения
двигателя баллистической ракеты при ее пуске н заданную дальность, обеспечить своевременное включение электродетонатора при
срабатывании радиовзрывателя.
При этом следует учитывать, что управляющее воздействие будет формироваться с некоторым запаздыванием. Полное время запаздывания складывается из времени распространения радиоволн,
времени обработки сигналов при приеме, а также времени формирования в решающем устройстве команды и времени срабатывания
исполнительного устройства.
275
Необходимо учитывать также воздействие помех на радиоизмерительные устройства и радиоканалы передачи разовых команд.
Помехи могут быть причиной случайных смещений (рассеяния)
моментов срабатывания исполнительного устройства. В некоторых
случаях воздействие помех может полностью нарушить работу радиотелемеханической системы. В этих условиях качество работы
радиотелемеханической системы удобно характеризовать вероятностью правильного срабатывания исполнительного устройства
в заданном интервале времени.
При анализе радиотелемеханических систем с обратной связью
используются те же методы, что и при анализе замкнутых контуров систем радиоуправления летательными аппаратами.
10.3. Радиовзрыватели
Радиовзрыватель представляет собой радиотелемеханическую
систему, предназначенную для выработки разовой команды на подрыв боевого заряда, которым снабжен управляемый снаряд. Вероятность непосредственного попадания ракеты в малоразмерную подвижную цель, особенно при больших скоростях сближения, очень
мала. Для увеличения вероятности поражения цели на ракетах и
применяют радиовзрыватели (РВ), подрывающие боевой заряд при
нахождении цели в зоне поражения. Это приводит к увеличению
эффективности всего комплекса радиоуправления снарядом. РВ
выполняются так, чтобы момент взрыва был наиболее выгодным
для поражения цели. Этот момент определяется рядом факторов,
таких как вид боевого заряда, характер взаимного движения снаряда и цели, тип цели [1, 3, 28].
По виду действия РВ можно разделить на три типа. К первому
типу относятся РВ, срабатывание которых происходит на определенном расстоянии rв от цели, обеспечивающим ее поражение
(рис. 10.5, а). Прямого попадания в цель в этом случае быть не может, так как радиовзрыватель всегда срабатывает раньше. В этом
случае в процессе сближения (встречи) снаряда и цели РВ должен
контролировать дальность между снарядом и целью при любом их
взаимном положении. В радиовзрывателях применяют импульсные и частотные дальномеры. Во взрывателях, использующих непрерывный зондирующий сигнал, применяют селекцию целей по
скорости (по доплеровскому сдвигу частоты).
РВ второго типа срабатывают, когда ракета находится на минимальном расстоянии от цели, не превышающем величины rв (rmin ≤ rв),
или попадает непосредственно в цель (рис. 10.5, б). У РВ третье276
а)
б)
1
rв
rmin
Цель
в)
rmin≤ rв
2
3
4
rmin
Цель
α
Цель
Рис. 10.5. Три вида действия РВ
(1 – граница срабатывания; 2,3,4 – моменты срабатывания)
го типа срабатывание происходит также при условии нахождения
ракеты на расстоянии до цели Dрц≤ rв, но величина Dрц зависит от
угла визирования цели α (рис. 10.5, в). При α=0 происходит прямое
попадание в цель. Действие РВ последнего типа обеспечивается
применением специальной диаграммы направленности антенны.
Как видно из рисунка, момент формирования команды на подрыв заряда может соответствовать моменту минимальной дальности между снарядом и целью; в этом случае необходимо измерять
производную от дальности (относительную радиальную скорость) и
осуществлять взрыв в момент достижения измеряемой величиной
нулевого значения. Поскольку при этом цель оказывается приблизительно под прямым углом относительно продольной оси снаряда,
в рассматриваемом случае может быть применен не только изотропный, но и анизотропный (направленный) боевой заряд. На выбор
величины rв будет влиять значение эффективной отражающей поверхности цели.
Информация о дальности, относительной радиальной скорости
или угловом положении цели заключена в том или другом параметре радиосигнала. В момент достижения параметром пороговой
величины решающее устройство выдает разовую команду на исполнительное устройство – электродетонатор. В качестве используемых параметров радиосигналов могут быть, например, временное
запаздывание принятых импульсов относительно излученных (импульсные РВ), частота биений между принятым и опорным сигналами (РВ с частотной модуляцией), доплеровский сдвиг частоты
принятого сигнала (доплеровские РВ). Подобные РВ как бортовые
радиоустройства в схемном исполнении должны быть достаточно
просты. С целью упрощения схемы, например, в доплеровских РВ
возможно совместить функции передатчика и приемника в единой
277
Uк(t)
ПРД
ИЗМ
Цель
Решающее
устройство
ПРМ
Формирователь
команды
подрыва
Рис.10.6. Структурная схема
измерительного устройства радиовзрывателя
схеме, действующей по принципу автодина. В такой схеме во входных цепях РВ образуются биения между генерируемым и принимаемым сигналами. После детектора выделяется низкочастотная составляющая биений, частота которой определяется допплеровским
сдвигом, пропорциональным относительной радиальной скорости.
Упрощенная структурная схема дальномера радиовзрывателя [1]
показана на рис. 10.6.
С выхода измерителя ИЗМ информационного параметра сигнала
(задержки, частоты, мощности) он подается в решающее устройство,
где при выполнении условия rmin ≤ rв вырабатывается сигнал разрешения на выдачу команды подрыва боевой части. Максимальное
время обработки сигнала зависит от расстояния до цели, на котором
включается РВ и скорости сближения ракеты и цели. При использовании импульсных дальномеров относительно просто решается
задача развязки приемного и передающего трактов. В измерителе
формируется строб τстр, длительностью несколько большей зондирующего импульса τстр>τи. Строб-импульсы задержаны относительно зондирующего импульса на время, пропорциональное дальности
срабатывания РВ. Если импульсы ответного сигнала попадают
в строб, то расстояние до цели приблизительно равно радиусу срабатывания РВ. Команда на подрыв выдается, если сигнал обнаружен
во временном интервале [τсрб; τсрб+ τстр]. τсрб соответствует радиусу
срабатывания РВ. Для повышения надежности работы взрывателя сигнал обнаруживается в стробе на основе анализа не одного, а
пачки из N импульсов, т.е через промежуток времени Tизм=(N–1)Tп.
В импульсных дальномерах точность подрыва определяется также
эффективной поверхностью рассеяния цели (ЭПР) поскольку от нее
зависит мощность принятого сигнала.
В РВ с непрерывным доплеровским сигналом в измерителе ИЗМ
(рис. 10.6) определяется разность частот зондирующего f1 ( t ) и от278
раженного f2=
( t ) f1 ( t ) + FÄ сигналов. В решающем устройстве сопоставляется разностная частота Fр и диапазон частот срабатывания
Fср±∆F взрывателя. Параметры связаны с угловой ориентацией и
угловой шириной области срабатывания РВ (рис. 10.5,в). Выбором
значений Fср и ∆F можно влиять на значения параметров срабатывания взрывателя.
Все РВ по месту формирования команды подрыва можно разделить на автономные и неавтономные, по способу формирования команды – на простые и комбинированные, по месту расположения
источника излучения, как и системы самонаведения, – на активные, полуактивные и пассивные [1].
В автономных РВ команда формируется на борту снаряда. Источник радиоизлучения может быть расположен как на борту управляемого снаряда (активные РВ), так и вне его – на пункте управления,
с которого ведется «подсвет» цели (полуактивные РВ), или на самой
цели (пассивные РВ). Большее распространение в силу тактических
преимуществ получили активные автономные РВ. Такие РВ с ненаправленными антеннами обычно сочетаются с изотропными боевыми зарядами, а РВ с направленными антеннами – с анизотропными
(направленными) боевыми зарядами.
Наряду с отраженным от цели радиосигналом автономные РВ
будут принимать и радиопомехи, излучаемые целью или другими
источниками. Еще до момента начала приема отраженного от цели
сигнала радиопомехи, приходящие с различных направлений, могут воздействовать на РВ по боковым лепесткам диаграммы направленности его антенны. При заметном уровне боковых лепестков,
значительной мощности радиопомехи и сходстве ее структуры со
структурой радиосигнала это может привести к образованию ложной команды и преждевременному срабатыванию РВ. Организация
такой помехи является эффективным средством борьбы с управляемыми снарядами, снабженными РВ. Поэтому при проектировании
РВ большое внимание уделяется использованию методов, уменьшающих вероятность образования ложной команды.
Характерными условиями применения автономных РВ являются: малые дальности действия, соизмеримые с размерами цели;
кратковременность всего цикла работы из-за больших относительных скоростей движения снаряда и цели; наличие естественных и
организованных радиопомех.
В неавтономных РВ команда подрыва формируется на пункте
управления и передается на управляемый снаряд по радиоканалу
279
разовых команд (схема на рис. 10.3). Радиовизиры пункта управления должны весьма точно определять координаты управляемого
снаряда и цели с тем, чтобы к моменту сближения снаряда и цели на
достаточно малое расстояние сформировать разовую команду. При
этом, однако, технически трудно обеспечить точный контроль быстро изменяющихся взаимных условий встречи снаряда и цели для
выбора наиболее выгодного направления действия боевого заряда.
Поэтому неавтономные РВ сочетаются с изотропными (всенаправленными) боевыми зарядами. Преимуществом подобных РВ может
быть высокая помехозащищенность, поскольку в радиовизирах на
пункте управления имеется больше возможностей для отделения
полезных сигналов от помех.
В рассмотренных примерах РВ имели лишь один информационный канал. В комбинированных РВ используется два или более информационных канала, и команда подрыва формируется по определенному алгоритму. Например, формирование команды с учетом
условий встречи снаряда и цели может осуществляться бортовой
аппаратурой (информационный канал по схеме рис. 10.2), а предварительное включение РВ и взведение электродетонатора – по двум
последовательным разовым командам, передаваемым с пункта
управления (по схеме рис. 10.3). Команда на подрыв боевого заряда
с помощью такого РВ выдается лишь при наличии и определенной
последовательности во времени трех отмеченных команд. Предварительные команды возможно формировать и на борту снаряда,
например, используя данные о взаимном движении снаряда и цели
от системы самонаведения. Однако при реализации такого метода
необходимо учитывать прекращение действия системы самонаведения в пределах мертвой зоны, где как раз и должен работать РВ.
Принцип комбинирования может осуществляться также и путем совместного формирования команд от двух и более РВ, обладающих разными радиотехническими характеристиками, или путем
объединения радиотехнического и нерадиотехнического (например, оптического) взрывателей. Основным преимуществом применения комбинированных РВ по сравнению с простыми является
меньшая вероятность образования ложной команды, вызывающей
преждевременный подрыв, а, следовательно, большая вероятность
поражения цели.
Основные требования к РВ вытекают в первую очередь из необходимости обеспечить достаточно высокую вероятность поражения
цели. Эта вероятность зависит от качества согласования области
срабатывания РВ с областью поражения цели боевым зарядом. Ве280
роятность поражения цели зависит также от надежности РВ, которая определяется как вероятностью выхода из строя узлов и элементов его схемы, так и вероятностью ложного срабатывания из-за
электрических наводок и внутренних шумов. Существенным является требование высокой помехоустойчивости. Помехоустойчивость
РВ можно характеризовать, например, средней мощностью помехи
на входе его приемника, при которой резко возрастает вероятность
преждевременного срабатывания. К РВ боевых зарядов предъявляется также требование безопасности обслуживания, удовлетворяемое введением разного рода предохранителей. Очевидно, что также
важны и обычные требования к уменьшению веса, габаритов, потребляемой мощности.
В тексте лекций не приведены схемы РВ различных принципов
действия, так как они изучаются при выполнении лабораторных
работ по дисциплине «Радиосистемы и комплексы управления».
Контрольные вопросы
1. Какая радиолиния называется совмещенной?
2. Какие типы модуляции используются при разделении каналов командной радиолинии?
3. Какие несущие частоты используются в космической радиосвязи?
4. Формула связи энергетических и информационных характеристик радиолинии. Пояснить входящие в нее параметры.
5. Прокомментировать данные табл.9.2.
6. Отличие радиотелемеханических систем от систем командного управления ЛА.
7. Пояснить работу системы на рис. 10.1.
8. Пояснить работу системы на рис. 10.2.
9. Пояснить работу системы на рис. 10.3.
10. Пояснить работу системы на рис. 10.4.
11. Зачем нужен радиовзрыватель (РВ)?
12. Деление РВ по виду действия. Пояснить рис. 10.5
13. Классификация РВ по месту формирования команды.
14. Активные автономные РВ, их классификация. Тип боевого
заряда в зависимости от типа РВ.
15. Какие информативные параметры у сигнала активного радиовзрывателя используются при его схемной реализации?
16. Неавтономные РВ. Пояснить рис. 10.3 применительно к РВ.
17. Принципы построения комбинированных РВ.
18. Основные требования к РВ.
281
Литература
1. Радиосистемы управления: учебник для вузов / В. А. Вейцель,
А. С. Волковский, С. А. Волковский и др.; под ред. В. А. Вейцеля.
М.: Дрофа, 2005. 416 с.
2. Меркулов В.И.и др. Авиационные системы радиоуправления.
Т 1, 2, 3 / под ред. А. И. Канащенкова В. И Меркулова. М.: Радио и
связь, 2003–2004. 396 с.
3. Радиотехнические системы: учебник/ Ю. М. Казаринов [и др.]
; ред. Ю. М. Казаринов. М.: Академия, 2008. 589 с.
4. Радиоэлектронные системы: Основы построения и теория.
Справочник. /Под ред. Я.Д. Ширмана. М.: Радиотехника, 2007.
512 с.
5. Радиотехнические системы: учеб. для вузов /Ю. П. Гришин,
В. П. Ипатов, Ю. М. Казаринов и др.; под ред. Ю. М. Казаринова. М.:
Высш. шк., 1990. 496 с.
6. Радиотехнические системы: учеб. для вузов/ Дымова А.И.,
Альбац М.Е., Бонч-Бруевич А.М.; под ред. А.И. Дымовой. М.: Советское радио, 1975. 439 с.
7. Радиотехнические системы: учебник/ Ю. М. Казаринов [и др.] ;
ред. Ю. М. Казаринов. М.: Советское радио,1968. 496 с.
8. Гуткин Л.С. Принципы радиоуправления беспилотными объектами. М.: Советское радио,1959. 384 с.
9. Петров В.П., Сочивко А.А. Управление ракетами. М.: Военное
издательство Министерства обороны СССР. 1959. 208 с.
10. Карло Копп. Методы наведения крылатых ракет. http://www.
ausairpower.net/SP/DT-CM-Guidance-June-2009.pdf
11. Медведев А.Н. и др. Способ наведения беспилотного летательного аппарата. Патент РФ № 2515106, F41G 7/34 http://www.
findpatent.ru/patent/251/2515106.html
12. Системы управления и наведения крылатых ракет и перспективы противодействия им. Наука и военная безопасность, №
3/2008, С. 60–64.
13. Наш достойный ответ Томагавкам – стратегическая крылатая ракета Х-55. http://fishki.net/1419883
14. Семенов И.В., Аксененков В.Д. Способ гироскопической стабилизации платформы. Патент РФ №2477834 http://www.findpatent.
ru/patent/247/2477834.html
15. Физическая энциклопедия. В 5-ти томах. М.: Советская энциклопедия. Главный редактор А. М. Прохоров. 1988.
282
16. Скорик Е.Т. Противодействие спутниковой радионавигационной системе GPS. – Известия вузов. Серия «Радиоэлектроника»,
2006, т.49, № 10.
17. Универсальная научно-популярная онлайн-энциклопедия
«Кругосвет», Наука и техника, Авиация и космонавтика.1997–2017.
18. Липкин И.А. Спутниковые навигационные системы. М.: Вузовская книга, 2001
19. Типугин В.Н., Вейцель В.А. Радиоуправление. М.: Советское
радио, 1962.-750 с.
20. http://yablor.ru/blogs/neskolko-slov-o-traektorii-poleta-r/
5192408
21. Виницкий А.С. Автономные радиосистемы: Учеб. пособие для
вузов. – М.: Радио и связь, 1986.
22. Жуковский А.П., Расторгуев В.В. Комплексные радиосистемы навигации и управления самолетов: учеб. пособие. – М.: Изд-во
МАИ, 1998.
23. Никольский Б. А. Основы радиотехнических систем [Электронный ресурс]: электрон. учебник / Минобрнауки России, Самар.
гос.аэрокосм. ун-т им. С. П. Королева (нац. исслед. ун-т). – Электрон.
текстовые и граф. дан. (3,612 Мбайт). – Самара, 2013.
24. Марковский В., Перов К. Ракетный комплекс КС-1 // Авиация и космонавтика. 2005. №8. С. 1–12.
25. Бызов, Л.Н. Устройство и функционирование авиационной
ракеты Р-3С: учебное пособие. Изд. 2-е, испр. и доп. / Л.Н. Бызов,
В.С. Вельгорский, С.Н. Ельцин; СПб., Балт. гос. техн. ун-т, 2005.
45 с.
26. 1-й Российский сайт о ракетной технике и технологиях. Ракетная техника – новости, история, обзоры. http://www.missiles.ru
27. Попов В.И. Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1986. 184 с.
28. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоуправление ракетами.
М.: Сов. радио, 1964.
29. Барсуков Ф.И. Радиотелемеханика. М.: Госэнергоиздат, 1962.
283
СОДЕРЖАНИЕ
Предисловие................................................................. 3
Основные сокращения.................................................... 4
ЛЕКЦИЯ 1
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАДИОСИСТЕМАХ
УПРАВЛЕНИЯ............................................................. 1.1. Классификация радиосистем управления
по назначению и области применения.....................
1.2. Управление движением летательных аппаратов.......
5
14
ЛЕКЦИЯ 2
1.3. Комплекс управляемого беспилотного летательного
аппарата.............................................................
1.4. Системы координат..............................................
25
31
2. ПОКАЗАТЕЛИ КАЧЕСТВА РАБОТЫ
И ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ РАЗРАБОТКИ РСУ..................... 2.1. Тактико-технические характеристики РСУ.............
2.2. Ошибки наведения и вероятность поражения цели...
33
33
38
5
ЛЕКЦИЯ 3
3. ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ КАК ОБЪЕКТ
УПРАВЛЕНИЯ............................................................. 3.1. Принципы рулевого управления............................
3.2. Типы рулевого управления....................................
3.3. Передаточная функция летательного аппарата........
ЛЕКЦИЯ 4
3.4. Стабилизация ЛА на траектории............................
3.5. Автопилот в системе управления летательным
аппаратом...........................................................
3.6. Управление движением ЛА в отсутствие автопилота.
44
44
49
59
64
70
73
ЛЕКЦИЯ 5
4. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ. ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА.......... 4.1. Этапы наведения управляемого снаряда на цель.......
4.2. Фиксированные траектории..................................
79
79
82
ЛЕКЦИЯ 6
4.3. Методы наведения управляемых снарядов
на произвольно движущиеся цели..........................
90
284
ЛЕКЦИЯ 7
5. АВТОНОМНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ................... 5.1. Принципы построения и области применения
автономных систем управления.............................
5.2. Системы стабилизации
и автономного управления объекта наведения.........
5.3. Автономное управление ракетами
ближней дальности действия.................................
5.4. Полуавтономное радиоуправление.........................
ЛЕКЦИЯ 8
5.5. Применение автономных систем наведения
на крылатых ракетах...........................................
5.6. Оптико-электронная экстремально-корреляционная
система наведения по рельефу местности................
5.7. Основы работы c GPS............................................
105
105
112
118
121
124
137
141
ЛЕКЦИЯ 9
6. СИСТЕМЫ РАДИОТЕЛЕНАВЕДЕНИЯ......................... 6.1. Основные понятия...............................................
6.2. Системы управления в радиозоне...........................
6.3. Система радиотеленаведения в плоскости равных
запаздываний (временная импульсная система).......
6.4. Структурные схемы систем управления в радиолуче.
6.5. Явление скручивания координат
в системе управления в радиолуче..........................
148
148
153
158
164
167
ЛЕКЦИЯ 10
7. РАДИОТЕЛЕУПРАВЛЕНИЕ
(КОМАНДНОЕ УПРАВЛЕНИЕ)....................................... 7.1. Типы систем командного радиоуправления.............
7.2. Принцип работы системы радиотелеуправления
при наведении с упреждением.
Кинематика наведения.........................................
7.3. Принципы построения командных радиолиний.......
7.4. Динамика командного телеуправления...................
171
171
177
179
184
ЛЕКЦИЯ 11
8. САМОНАВЕДЕНИЕ.................................................... 8.1. Общие сведения о самонаведении.
Виды систем самонаведения..................................
192
192
285
8.2. Принципы построения систем самонаведения..........
8.3. Принципы построения тепловой системы
самонаведения....................................................
ЛЕКЦИЯ 12
8.4. Кинематика самонаведения. Структуры ССН...........
8.5. Анализ внутренних контуров головок СН................
8.6. Контура управления самонаводящимся снарядом....
ЛЕКЦИЯ 13
8.7. Радиовизиры систем самонаведения.......................
8.8. Тактико-технические показатели систем
самонаведения....................................................
198
205
211
219
222
229
241
ЛЕКЦИЯ 14
9. РАДИОУПРАВЛЕНИЕ КОСМИЧЕСКИМИ
АППАРАТАМИ............................................................. 9.1. Типы космических аппаратов................................
9.2. Общие сведения о траекториях движения (орбитах)
КА.....................................................................
9.3. Системы координат..............................................
9.4. Управление КА...................................................
ЛЕКЦИЯ 15
9.5. Особенности космических радиолиний...................
246
246
247
252
255
264
10. РАДИОТЕЛЕМЕХАНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ................. 10.1. Назначение, виды и функции телемеханических
систем. Понятие радиотелемеханики....................
10.2. Назначение и структура радиотелемеханических
систем..............................................................
10.3. Радиовзрыватели...............................................
272
276
ЛИТЕРАТУРА........................................................................
282
286
268
268
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
9
Размер файла
11 832 Кб
Теги
kyligina
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа