книги из ГПНТБ / Вулконский Б.М. Основы теории радиолокационных устройств самонаведения ракет учебник
.pdfВОЕННО-МОРСКОЙ ФЛОТ
Б. м. вулконский
ОСНОВЫ ТЕОРИИ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ УСТРОЙСТВ САМОНАВЕДЕНИЯ РАКЕТ
Утвержден заместителем Главнокомандующего ВМФ в качестве учебника
1 р 6 8
Книга содержит основные сведения по теории и проекти рованию радиолокационных устройств самонаведения ракет. В ней рассматриваются принципы построения систем само наведения в целом, специфика радиолокационных систем, физические основы и принципы их работы, теоретические во просы и отдельные вопросы проектирования функциональ ных узлов и элементов радиолокационных устройств самона ведения.
Материал книги рассчитан на читателя, имеющего началь ную радиотехническую подготовку и знакомого с основами теории автоматического регулирования.
Книга является учебником и может быть полезной для сту дентов вузов, инженеров и специалистов, работающих в дан ной отрасли ракетного приборостроения и смежных отраслях.
Редактор И. И. Рыбакин
Поступило в производство |
Подписано |
к печати - |
||
7.06.67 |
г. |
|||
1.03.68 |
г. |
|||
Заказ № 278 |
ГМ-494901 |
|||
Печ. лист. 29,0 |
П Р Е Д И С Л О В И Е
Системы самонаведения в настоящее время занимают одно из ведущих мест в ракетном приборостроении, а вопросы теории и проектирования таких систем сложились в самостоятельную инже нерную дисциплину. Эта дисциплина базируется на динамике по лета, теории управления, теории автоматического регулирования, теории радиотехники, радиолокации, инфракрасной техники и др. Специфика ее состоит в прикладной направленности.
За последние годы как у нас, так и за рубежом появилось большое число книг, брошюр и статей, посвященных вопросам тео рии и практики систем самонаведения ракет, и в частности радио локационных систем самонаведения.
В настоящей книге сделана попытка обобщения и систематиза ции материалов этих работ в учебно-методических целях. Наряду с этим в книгу включен ряд общетеоретических проработок, вы полненных автором.
Учебник должен дать читателю представление об общих прин ципах построения систем самонаведения и специфике радиолока ционных систем, физических основах и принципах построения ра диолокационных устройств самонаведения и их составных элемен тов. Основное внимание уделяется функциональным узлам уст ройства.
Наличие в радиолокационном устройстве самонаведения двух замкнутых контуров сопровождения цели по направлению и даль ности (АСН и АСД) явилосв определяющим для структуры книги. Главное внимание сосредоточивается на контуре АСН и его элемен тах, начиная с антенного устройства и кончая следящим приводом антенны. Контуру АСД и его элементам, учитывая вспомогатель ную роль, которую он играет в радиолокационных устройствах са монаведения, в книге отводится меньше места.
Материал книги рассчитан на читателя, имеющего начальную радиотехническую подготовку и знакомого с основами теории ав томатического регулирования. Поэтому при рассмотрении функ циональных узлов устройства вопросы электрического расчета це пей опущены и основное внимание направлено на динамические свойства отдельных узлов и элементов. По этой же причине в книгу не включены вопросы анализа замкнутых контуров АСН и АСД радиолокационных устройств самонаведения.
3
Автор выражает признательность докт. техн. наук Ё. Й. Клыпало, Н. Д. Капустину, заел, деятелю науки докт. техн. наук проф. А. А. Свешникову, канд. техн. наук доц. Б. Г. Володину и научному редактору учебника Н. И. Рыбакину за высказанные ими замеча ния при подготовке рукописи.
Г л а в а 1
САМОНАВЕДЕНИЕ РАКЕТ
§ 1. ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ
Самонаведением называется такой способ управления, при ко тором бортовая система управления получает всю информацию, необходимую для наведения ракеты, непосредственно от цели. Комплекс приборов, обеспечивающий самонаведение ракеты, назы вается системой самонаведения.
Задачей системы самонаведения является удержание ракеты на заданной траектории сближения ее с целью. Для этого в системе используется определенный метод наведения.
Метод наведения есть решение кинематической задачи сбли жения центров масс ракеты и цели при заданных начальных и гра ничных условиях. При. самонаведении метод устанавливает связь требуемого направления вектора скорости ракеты с текущим на правлением линии «ракета—цель» и тенденцией ее углового пере мещения.
Система самонаведения определяет требуемое и фактическое направления вектора скорости ракеты и, воздействуя на рулевые органы ракеты, устраняет угловое рассогласование между ними.
Требуемое направление вектора скорости связано с направле нием линии «ракета—цель» условиями метода наведения. Поэтому, если определено положение этой линии в выбранной системе коор динат, то тем самым определено и требуемое направление вектора скорости ракеты.
Информация о положении цели относительно ракеты восприни мается чувствительным элементом системы самонаведения, кото рый называется координатором цели. Координатор преобразует угловые отклонения цели от его оси (оси визирования) в электриче ские сигналы коррекции, пропорциональные этим отклонениям. Сигналы коррекции используются для непрерывного совмещения оси визирования координатора с направлением на цель. Таким об разом, в системе самонаведения ось визирования координатора яв ляется физическим аналогом линии «ракета—цель». От нее и ве дется отсчет требуемого направления вектора скорости ракеты.
5
Осуществляя автоматическое слежение за целью, система само наведения корректирует требуемое направление вектора. В каждый момент времени это направление определяется однозначно в соот
ветствии с выбранным методом наведения.
Фактическое направление вектора скорости ракеты в системе самонаведения может определяться непосредственно, при помощи специальных измерителей, или косвенно. Это зависит от принятого метода наведения. Но всегда оно должно определяться в той же системе координат, в которой определено требуемое направление.
Если в некоторый момент времени фактическое направление вектора скорости ракеты точно совпадало с требуемым, а в после дующий относительное положение ракеты и цели по каким-то при чинам изменилось, то в общем случае процесс исправления траек тории ракеты, или процесс самонаведения, можно разбить условно на два этапа.
Первый этап — совмещение оси визирования координатора с новым направлением на цель по сигналам коррекции координа тора и выработка командных сигналов в контур управления ракет ой, соответствующих рассогласованию фактического направления вектора скорости ракеты с новым требуемым направлением. •
Второй этап — изменение направления вектора скорости ракеты в соответствии с управляющими сигналами, сформированными из командных сигналов и сигналов других датчиков системы самона ведения.
Такая последовательность работы системы требует подвижной установки координатора внутри корпуса ракеты. Координатор дол- -жен иметь собственный следящий привод. Специальные датчики командных сигналов, связанные с координатором, должны регист рировать угловые рассогласования между требуемым и фактиче ским направлениями вектора скорости ракеты.
В частных случаях, для некоторых методов наведения, процесс самонаведения может упрощаться. Ось визирования координатора может совмещаться с линией «ракета—цель» за счет поворота са мой ракеты. Координатор в этих случаях устанавливается внутри корпуса ракеты жестко и обычно так, чтобы его ось совпадала с продольной осью ракеты. Сигналы коррекции с выхода координа тора используются непосредственно в контуре управления ракетой в качестве командных. То есть на координатор возлагаются прямые функции датчика командных сигналов.
Группа приборов системы самонаведения, участвующих в при еме и преобразовании информации от цели, включая выработку командных сигналов в контур управления ракетой, называется уст ройством самонаведения (чаще — головкой самонаведения).
В зависимости от вида энергии, которая используется коорди натором, устройства самонаведения делятся на радиотехнические, или радиолокационные, тепловые, оптические и др. В ракетном
6
приборостроении наиболее широкое применение нашли радиоло кационные устройства. Они обладают наибольшей дальностью действия, автономностью и наименее подвержены влиянию внеш
них условий.
Устройство самонаведения в простейшем виде может состоять только из координатора. В более общем случае, кроме координа тора, в его состав входят: следящий привод подвижного узла ко ординатора, датчики командных сигналов и ряд вспомогательных элементов и механизмов.
Структурная схема системы самонаведения в целом зависит от выбранного метода наведения. Определяющим при выборе метода наведения является вид траектории метода.
Траекторией метода называется траектория сближения центров масс ракеты и цели при идеальном выполнении условий метода. Каждый метод наведения имеет свое семейство траекторий. В об щем случае это кривые с различной кривизной и разным характе ром изменения кривизны. Поэтому при выборе метода следует учи тывать возможность выполнения ракетой (по допустимым перегруз кам) траектории метода, протяженность этой траектории от нача ла самонаведения до точки встречи, ошибки и др. Но не только ме тод наведения определяет состав структурной схемы системы само наведения.
Даже при самом удачном выборе метода наведения обеспечить точное выполнение ракетой траектории метода не удается, прежде всего из-за погрешности в законе управления рулевыми органами ^ракеты. Закон управления рулями устанавливается в результате динамического исследования процесса самонаведения с учетом
инерционности ракеты и системы управления. Во всех случаях этот закон дает лишь ту или иную степень приближения динамической траектории к траектории метода. Чем лучше приближение, тем сложнее закон и тем больше дополнительных элементов для его формирования потребуется ввести в структурную схему системы самонаведения.
Но в действительности ракета не может выполнить и динами ческой траектории, так как в полете на систему самонаведения действуют различные внешние возмущения и сама система имеет приборные ошибки. Стремление уменьшить влияние этих факторов приводит к дополнительным изменениям в структурной схеме системы.
Таким образом, состав структурной схемы системы самонаведе ния, наряду с подчинением задаче обеспечения выбранного метода наведения, подчинен задаче сближения фактической траектории ракеты с траекторией метода. Чем совершеннее структурная схема системы, тем меньше отличие фактической траектории от траекто рии метода и, следовательно, выше качество самонаведения.
7
§ 2. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ ПРИ САМОНАВЕДЕНИИ
Для самонаведения ракет могут использоваться все двухточеч ные методы наведения. К двухточечным, как известно, относятся методы, определяющие взаимное движение двух точек (ракета и цель). Поэтому если оставить без внимания тот случай, когда на ракету каким-то способом извне передается непрерывная информа ция о положении линии «ракета—цель», то правильное было бы ска зать, что двухточечные методы предназначены специально для са монаведения.
Все известные двухточечные методы по характеру связи требуе мого направления вектора скорости ракеты с линией «ракета— цель» можно разделить на две группы:
1) методы с фиксированным положением требуемого направле ния вектора скорости относительно линии «ракета—цель»;
2) Методы с изменяющимся положением требуемого направле ния вектора скорости относительно линии «ракета—цель».
В методах первой группы в течение всего периода самонаведе ния независимо от взаимного положения ракеты и цели требуемое направление вектора скорости ракеты относительно линии «раке та—цель» остается неизменным. Оно либо совпадает с этой линией, либо составляет с ней некоторый угол (угол упреждения).
В методах второй группы угол упреждения между требуемым направлением вектора скорости ракеты и линией «ракета—цель» может "меняться с учетом текущего относительного положения и перемещения ракеты и цели.
К первой группе относятся:
а) метод погони (метод нулевого упреждения); б) метод постоянного упреждения.
Ко второй группе относятся:
а) метод параллельного сближения; б) метод пропорционального сближения.
Перечисленные методы наведения подробно исследованы и описаны в литературе [1,2, 3, 4, 5, 6, 7, 8]. Поэтому остановимся лишь на их главных особенностях с целью выяснения условий при менимости и специфики, вносимой каждым из них в структурную схему системы самонаведения. ,
Прежде всего запишем систему уравнений движения ракеты и цели в общем случае. Уравнения движения при различных методах наведения будут получены из общих как частные случаи при опре
деленных ограничивающих условиях. |
|
|
Рассмотрим движение |
ракеты и |
цели в одной плоскости |
(рис. 1-1). Примем следующие обозначения: |
||
Ц и Р — точки цели и ракеты; |
|
|
OZ%— неподвижное |
направление |
в земной системе коорди |
нат; |
|
|
8
1/ц и Vp— скорости цели и ракеты;
L — расстояние между ракетой и целью;
т)— угол между направлением OZg и линией «ракета— цель» ;
■*)р и % — углы между направлением OZg и векторами скорости ракеты, и цели.
Пусть цель и ракета перемещаются по произвольным кривым. В некоторый момент t цель находится в точке Ц и а ракета в точ
ке Р\.
За бесконечно малое время dt цель переместится в точку Ц2, а ракета в точку Pz- При этом угол т) изменится на величину eft), а расстояние L — на величину dL. Непосредственно из рис. 1-1 сле дует:
dL = |
l/ц dt cos (?) — т]ц) — |
1/р dt cos (tj — т]р); |
L d-q = |
F p dt sin (tj — Tjp) — |
l/ц dt sin (■/] — -/]„), |
откуда
L = l/ц COS (v] — 7)ц) — Vp COS (7] — 7]p); I |
(1 -1 ) |
Z.7) = — l/usin (7) — 7ju) 4- V'p sin (7) — Tjp). J
Формулы (1-1) есть система дифференциальных уравнений про извольного движения ракеты и цели в одной плоскости.