СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF GUIDANCE ROLLING MISSILE AND GUIDANCE SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР.
Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности их наведения.
6
Известен способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, совмещенной с линией визирования цели (ЛВЦ), формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей /патент RU №2107879, МПК F41G 7/00, 7/24, 27.03.98/.
СН, реализующая этот способ, включает источник модулированного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей возвращают ракету к оси луча.
Аналогично лучевым СН осуществляется управление ракетой в командных СН с тем лишь различием, что формирование сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно ЛВЦ, производится на пусковой установке (командном пункте), и затем он передается на борт ракеты по линии связи /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.29/.
Недостатком этих способов является формирование сигналов управления пропорционально только отклонениям ракеты, а необходимые для наведения сигналы управления, пропорциональные скорости изменения (производной) этих отклонений, отсутствуют.
7
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения вращающейся ракеты /патент RU №2219473, МПК F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/, заключающийся в формировании сигнала рассогласования между ракетой и ЛВЦ, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение рулей ракеты.
7
СН /патент RU №2219473, МПК F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/, реализующая этот способ, включает последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования (ФСР) между ракетой и ЛВЦ, звено с регулируемым временем запаздывания (ЗРЗ), суммирующий усилитель (СУ), модулятор и привод руля (ПР), причем второй вход СУ соединен с выходом ФСР, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала (БВСК), выход которого соединен со вторым входом модулятора, и измеритель периода (ИП), вход которого соединен с выходом БВСК, а выход соединен со вторым входом ЗРЗ, по которому осуществляется регулировка времени запаздывания τ.
Σ
В известном способе обеспечивается формирование сигнала управления, пропорционального отклонению ракеты от ЛВЦ (в вертикальной и горизонтальной плоскостях декартовой системы координат), и производной этого отклонения. Результирующий суммарный сигнал управления U(t) на выходе СУ имеет вид:
где t - текущее полетное время;
U(t) - сигнал рассогласования на выходе ФСР;
U(t-τ) - сдвинутый на время запаздывания τ сигнал рассогласования U(t);
k - постоянный коэффициент (значение к выбирается 2…5).
Параметры k, τ определяют степень дифференцирования отклонения. Регулировка времени запаздывания τ от периода вращения ракеты по крену, измеряемого ИП, на вход которого поступает сигнал с БВСК, обеспечивает изменение дифференцирующих свойств в зависимости от изменения характеристик ракеты (скорость, частота собственных колебаний) по полету.
Σ
Модуляция суммарного сигнала U периодическим по углу крена сигналом с БВСК преобразует сигнал управления из системы координат, связанной с ЛВЦ, в сигнал во вращающейся системе координат, связанной с ракетой, который преобразуется ПР в отклонение руля ракеты.
Данный способ обеспечивает снижение чувствительности СУ к высокочастотным помехам в целом по сравнению с применением традиционных дифференцирующих устройств и отсутствие «подчеркивания» помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену и частотах, кратных удвоенной частоте вращения по крену. Амплитудная частотная характеристика (АЧХ) блока, состоящего из ЗРЗ и СУ, на указанных частотах при реализации способа равна единице.
В СН рассматриваемого класса возможно наличие в сигнале рассогласования случайных помех на различных частотах, например вследствие флуктуации атмосферы. В случае появления помех на удвоенных частотах вращения по крену при определенном уровне их амплитуды возможно существенное ухудшение качества процесса наведения, в особенности для одноканальных систем с одной парой рулей.
П
П
M
Так, например, при наличии на выходе ФСР полезного сигнала U(t), содержащего информацию об отклонении ракеты, и сигнала помехи U(t)=Acos2γ на удвоенной частоте вращения ракеты по углу крена γ, команда управления рулями в связанной вращающейся системе координат U(t), сформированная на выходе модулятора, будет иметь вид:
(с учетом того, что АЧХ блока, состоящего из ЗРЗ и СУ на частотах помехи и полезного сигнала, равна 1), а соответствующее ей отклонение рулей в одной из плоскостей земной системы координат:
.
После тригонометрических преобразований имеет вид:
Все гармонические составляющие команды на удвоенной и учетверенной частоте вращения подавляются ракетой как инерционным звеном и отсутствуют в отклонениях ракеты.
Результирующее отклонение ракеты от ЛВЦ запишется в виде:
p
где k [м/В] - коэффициент передачи системы по цепи, включающей ПР, ракету (планер, как динамической звено) /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.104-113/ и кинематические соотношения /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1965, с.376-379/.
Отсутствие подавления помехи на удвоенной частоте вращения в данном способе определяет наличие в отклонении ракеты составляющей, зависящей от амплитуды помехи, и может приводить к существенному искажению (вплоть до срыва) процесса наведения при помехах, сопоставимых по величине с полезным сигналом.
Недостатком данного способа и реализующей его СН является неполное подавление помех на удвоенных частотах вращения по крену.
Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности наведения за счет полного подавления помех на указанных частотах.
1
1
<mover accent="true"><mi>γ</mi><mo>˙</mo></mover>
Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании сигнала рассогласования между ракетой и ЛВЦ, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение руля ракеты, новым является то, что суммарный сигнал дополнительно суммируют со сдвинутым на время запаздывания τ суммарным сигналом, причем время запаздывания регулируют в соответствии с частотой
вращения ракеты по углу крена согласно зависимости , при этом для τ устанавливают ограничение по максимальному значению не более 0,05 с.
В СН вращающейся ракеты, реализующей этот способ, включающей последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, звено с регулируемым временем запаздывания и суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, последовательно соединенные модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен с первым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен со вторым входом звена с регулируемым временем запаздывания, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода.
Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом.
Структура предлагаемой СН приведена на фиг.1, где 1 - ФСР, 2 - первое ЗРЗ (ЗРЗ1), 3 - первый СУ (СУ1), 4 - модулятор (М), 5 - БВСК, 6 - ИП, 7 - ПР, 8 - второе ЗРЗ (ЗРЗ2), 9 - второй СУ (СУ2), 10 - усилитель с ограничением (УО).
На фиг.2 представлены АЧХ A(f) и фазовая частотная характеристика (ФЧХ) φ(f) блока введенных элементов, состоящего из ЗРЗ2 8 и СУ2 9.
1
<mover accent="true"><mi>γ</mi><mo>˙</mo></mover>
График изменения времени запаздывания τ и модуля фазового запаздывания φ введенного блока в зависимости от частоты вращения ракеты
по углу крена приведен на фиг.3 (сплошной и штриховой линиями соответственно).
СН работает следующим образом.
Сигнал с выхода ФСР 1 (фиг.1) поступает на ЗРЗ1 2 и СУ1 3. Выходной сигнал СУ1 3 (с различными коэффициентами усиления по его входам, соответствующими прототипу) пропорционален текущим и предшествующим отклонениям ракеты от оси луча, создавая тем самым дифференцирующий эффект. Изменение времени запаздывания ЗРЗ1 2 осуществляется по его второму входу, соединенному с ИП 6, обеспечивая тем самым пропорциональность времени запаздывания периоду вращения ракеты по крену. Сигнал, пропорциональный текущему значению угла крена ракеты, поступает на ИП 6 с выхода БВСК 5.
1max
Далее сигнал с выхода СУ1 3 поступает по двум цепям на СУ2 9, имеющий одинаковые коэффициенты усиления по двум своим входам, причем по одной из цепей сигнал проходит через ЗРЗ2 8 с переменным временем запаздывания , регулируемым при помощи сигнала с ИП 6, поступающего на второй вход ЗРЗ2 8 через УО 10. В УО 10 реализуется коэффициент передачи  согласно зависимости , где  - период вращения ракеты по углу крена, и вводится ограничение τ=0,05 с.
Поскольку время запаздывания  устанавливается равным половине периода  сигнала помехи, на выходе ЗРЗ2 8 периодический сигнал помехи сдвинут в сторону запаздывания относительно исходного сигнала помехи с выхода ФСР 1 на половину своего периода по времени (на 180° по фазе). В результате на первый и второй входы СУ2 9 поступают два сигнала помехи, находящиеся в противофазе, и на выходе СУ2 9 при одинаковых коэффициентах по входам их сумма равна нулю. В результате работы введенных новых элементов в выходном сигнале СУ2 9 содержится информация только о текущих координатах ракеты.
1
Регулировка времени запаздывания τ сигналом с ИП 6 позволяет осуществлять подавление в сигналах координат помехи на удвоенной частоте вращения по крену в соответствии с ее текущим значением в процессе полета ракеты.
Результирующий сигнал управления с выхода СУ2 9 преобразуется на модуляторе M 4 с помощью опорного сигнала с выхода БВСК 5 из системы координат, связанной с ЛВЦ, во вращающуюся систему координат, связанную с ракетой, и поступает на ПР 7. Отклонения рулей возвращают ракету к ЛВЦ.
Поскольку ЗРЗ2 9 описывается передаточной функцией (ПФ) , введенный блок элементов имеет ПФ общего вида:
,
1
2
где k, k - коэффициенты соответственно по первому и второму входам СУ2 9;  - оператор дифференцирования по времени.
1
2
При реализации k=k=0,5 ПФ блока  соответствует ПФ фильтра полного подавления в сигнале рассогласования помех на частотах , где m=0,±1,±2,…. АЧХ блока A(f), представленная на фиг.2а, на этих частотах равна нулю. При этом постоянный сигнал (на частоте f=0) передается блоком без изменения (на нулевой частоте АЧХ равна единице, а ФЧХ на фиг.2б равна нулю).
c
Ограничение максимального времени регулируемого запаздывания связано с необходимостью минимизации инерционности блока введенных элементов (определяющей быстроту формирования команды управления) и соответственно вносимого блоком на частоте среза СН по амплитуде f (в Гц) фазового запаздывания (в градусах), которое согласно ПФ составляет:
Откуда следует, что
max
c
c
з
c
где φ(f) - значение φ(f), предельно допустимое с точки зрения влияния на величину запаса устойчивости СН по фазе φ, определяемого, как известно, на частоте среза СН по амплитуде f /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.57-58/.
Фазовое запаздывание, вносимое блоком на этой частоте, не должно превышать 15-20% величины запаса по фазе, т.е.
Следовательно, время регулируемого запаздывания не должно превышать:
c
з
1max
1
c
Например, для СН рассматриваемого класса ракет с частотами среза f=0,6 Гц и запасом устойчивости по фазе φ=30° значение τ составляет приблизительно 0,05 с. На фиг.3 сплошной линией представлен график изменения времени запаздывания τ в зависимости от частоты вращения ракеты по углу крена с учетом вводимого ограничения. При этом модуль фазового запаздывания (введенного блока (штриховая линия на фиг.3) на частоте среза СН по амплитуде f=0,6 Гц не превышает 5,4°, что существенно не уменьшает запас устойчивости СН по фазе.
Следует отметить, что при введении указанных новых операций непосредственно после формирования сигнала рассогласования (при соответствующем изменении связей в СН) технический результат не меняется.
Однако, например, в СН комплексов безгироскопных ПТУР семейства «Метис» /Ангельский Р.Д. Отечественные противотанковые комплексы. Иллюстрированный справочник. - М.: ACT, Астрель, 2002, с.103-108/ существует своя специфика: БВСК представляет собой не традиционный гироскопический датчик угла крена, а совокупность устройств в наземной аппаратуре управления, где информацию об угловом положении ракеты получают благодаря установке трассера на конце одной из консолей крыльев. Особенности формирования сигналов в такой СН требуют введения указанных новых операций перед модуляцией согласно предлагаемой формуле изобретения.
Предложенная совокупность технических решений позволяет осуществлять подавление в СН помех на удвоенных частотах вращения ракеты по крену, обеспечивая уменьшение отклонений ракеты, вызываемых этими помехами.
7
В качестве элементов, входящих в состав СН, могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге /патент RU №2219473, МПК F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/.
В качестве УО может быть использована схема /Тетельбаум И.М., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для ABM. - М.: Энергия, 1978, с.61/.
Применение предлагаемого способа и СН вращающихся по углу крена ракет позволяет повысить точность их наведения.