Системы радиоуправлении. 
Радиотехнические системы

Общие сведения о системах радиоуправления

Системами радиоуправления называются радиотехнические системы, предназначенные для управления ракетами, искусственными спутниками земли и космическими аппаратами в условиях радиопомех и внешних воздействий, с учетом особенностей распространения радиоволн.

Свойства системы формируются совместно с объектом и системой управления. Имеется замкнутый контур управления, в который входят как радиотехнические звенья, так и звенья, отображающие объект управления и его реакцию на управляющие воздействия. Свойства объекта управления существенно влияют на выбор критериев построения системы радиоуправления. Система состоит из подсистем радиолокации, радионавигации и радиосвязи, однако совместно решаемая задача переводит эти подсистемы из совокупности (суммы) радиоустройств в качественно новый класс РТС.

Объектом управления называется снаряд, ракета, летательный аппарат или космический аппарат, снабженный органом управления, с помощью которого объект управления изменяет траекторию движения. Управляемые объекты можно классифицировать по назначению, месту старта, способу управления.

Как правило, управляемые снаряды имеют двигательную установку, с помощью которой осуществляется разгон снаряда до определенной скорости или для поддержания требуемой скорости во время всего полета.

По конструкции снаряды можно разделить на плоско-, крссто-, с кольцевым крылом и бескрылые. Плоскокрылыс при повороте вдоль продольной оси меняют свои аэродинамические параметры. Остальные обладают осевой аэродинамической асимметрией.

По месту старта и расположения цели объекты управления подразделяют на четыре класса: «земля-земля», «земля-воздух», «воздух-земля», «воздух-воздух». В этой классификации понятие «земля» относится и к морским точкам пуска — кораблям, подводным лодкам.

По тактическому назначению различают: баллистические и крылатые ракеты — снаряды дальнего действия, управляемые бомбы и торпеды, управляемые реактивные снаряды для ведения воздушного и наземного боя.

Баллистическими называются снаряды, траектория полета которых (рис. 6.86) за исключением активного участка АВ, когда работает ракетный двигатель, является траекторией движения свободного брошенного тела.

Для обеспечения точного попадания в цель Ц вектор скорости баллистической ракеты У_рВ в точке выключения двигателя В должен иметь определенную величину и направление. Этот участок полета контролируется и обеспечивается средствами управления. Дальность L колеблется в широких пределах: у тактических ракет десятки километров, у стратегических — тысячи километров. Большая часть траектории движения баллистических ракет подчиняется законам свободного движения тела в поле сил тяготения Земли, Солнца и планет солнечной системы.

Рис. 6.86. Траектория движения баллистической и рылатой ракет.

Крылатой ракетой называется снаряд, полет которого обеспечивается подъемной силой крыла. Аэродинамическая схема крылатой ракеты такая же, как у пилотируемого пилотом самолета. На всей траектории полета крылатой ракеты (рис. 6.86) работает ее силовая установка — маршевый двигатель. У крылатой ракеты есть предельная высота полета Н_кртах. В зависимости от тактики использования крылатая ракета (и ее типы) летит на выбранной высоте (иногда предельно низкой) и дальность се полета определяется только ее типом. При использовании на малых дальностях она находится в пределах действия обычных средств радиоуправления, а на дальностях, соизмеримых с дальностями стратегических баллистических ракет, используются различные системы, включая астроинерциальные.

Управляемые бомбы и планирующие авиационные торпеды управляются в сравнительно небольших пределах с помощью радиотехнических средств самолета-носителя.

Ракеты противовоздушной обороны (наземные управляемые ракеты) способны поражать широкий класс целей, включая ракеты противника. На начальном и среднем участках траектории они управляются системой телеуправления с командного пункта, а на конечном участке используется система самонаведения (рис. 6.87). Как правило, их оснащают неконтактными радиовзрывателями.

Рис. 6.87. Зоноуправление ракетой ПВО.

Для ведения воздушного боя используются сравнительно небольшие ракеты, пускаемые с самолета-носителя и действующие по воздушным целям. Их особенностью является высокая скорость и маневренность.

Виды наведения на цель разнообразны — радиотехнические и оптические системы, тепловые головки самонаведения. Аналогичны им управляемые ракеты наземного боя.

Данное перечисление далеко не исчерпывающее. Не были затронуты системы космического базирования, ракеты с разделяющимися боевыми частями, каждая из которых поражает свою цель, системы управления объектами гражданского назначения, в том числе самолетами и кораблями. В нашу задачу входит рассмотрение наиболее характерных систем радиоуправления, а более подробно с ними при необходимости можно ознакомиться в специальной литературе.

Траектория движения управляемых ракет определяется многими факторами. Эго и условия запуска и силы, действующие при движении, сила тяги двигателя Р, подъемная сила руля У_р, фюзеляжа и крыльев У, сила лобового сопротивления X. На рис. 6.88, а изображен прямолинейный полет самолета-снаряда в горизонтальной плоскости. Для изменения прямолинейного полета необходимо менять величины или направления действия этих сил. Такую задачу можно выполнить с помощью аэродинамических или газовых рулей. Для этого они должны создать силы, перпендикулярные траектории полета. Если отклонить руль высоты летательного аппарата на некоторый угол Д5 но часовой стрелке, то подъемная сила увеличится на ДУр в направлении к земле (рис. 6.88, б). Объект управления начнет поворачиваться вокруг центра тяжести, увеличивая угол атаки до значения ас+Дас. Происходит приращение подъемной силы крыла и корпуса ДУ. Так как приращение ДУ значительно больше ДУр, воздействие силы УДУр совместно с тягой Р и силой сопротивления Xприведет к повороту вектора скорости объекта управления V на угол 0, который называется углом наклона траектории. То же можно получить, увеличивая силу тяги двигателя Р или меняя пластинками, выдвигаемыми из крыла, воздушный поток вдоль профиля крыла.

Рис. 6.88. Создание управляющих сил летательным аппаратом.

Разворот крылатых ракет в горизонтальной плоскости можно совершить путем поворотом рулей управления (плоский поворот) или совместно с рулем управления поворачивать элероны, вызывая крен летательного аппарата (координированный разворот). При угле крена у подъемная сила летательного аппарата Y (рис. 6.88, в) получает горизонтальную составляющую K_siny, которая и будет управляющей. Такой вид управления называется полярным и используется для управления самолетами-снарядами.

При управлении летательным аппаратом с осевой аэродинамической симметрией способы создания управляющих сил одинаковы в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Для управления необходимо использовать декартову систему координат при стабилизации сс в пространстве с помощью автономной системы.

Особенностью бескрылых летательных аппаратов является значительное превышение тягой двигателей силы тяжести и силы сопротивления воздуха, в результате чего управляющая сила, перпендикулярная к направлению полета, образуется как проекция силы тяжести на это направление при повороте корпуса летательного аппарата в пространстве газовыми или аэродинамическими рулями. На больших высотах возможно управление только при изменении направления тяги основного двигателя (рис. 6.88, г) или с помощью вспомогательных реактивных устройств.

Эффективность действия рулевых устройств оценивается маневренностью летательного аппарата. Ее численно характеризуют либо минимально допустимым радиусом разворота r_mm, либо максимально допустимым поперечным ускорением vv"_max, либо перегрузкой и, связанных при постоянной скорости зависимостями:

где у — ускорение силы тяжести.

11роцсссом управления летательным аппаратом называется обеспечение нахождения его центра массы на заданной или вырабатываемой в процессе управления траектории. Процесс управления предполагает наличие процесса стабилизации летательного аппарата — сохранение определенного углового положения летательного аппарата относительно траектории полета. Эту задачу выполняет автомат, входящий в контур управления. Структурная схема системы управления (на примере систем самонаведения ракеты) представлена на рис. 6.89.

Рис. 6.89. Система самонаведения ракеты.

Информация о положении цели, получаемая с помощью радиозвена, сравнивается с положением ракеты и выдается команда на автопилот для изменения положения ракеты с помощью рулей управления. Динамическое звено отображает реакцию ракеты на управляющее воздействие, а кинематическое звено определяет закономерности положения и движения ракеты в пространстве относительно цели. Помехи, воздействующие на радиозвено, изображены как h (t).

Положения центра тяжести объекта управления на заданной траектории полете в земной, прямоугольной системе координат.

(X3,Y3,Z3) определяется высотой /?, боковым отклонением Z, пройденным расстоянием L, а полярной — азимутом а, углом места р и наклонной дальностью D. Имеется еще одна система координат ;

«подвижная» (X_C, Y_C, Z_C), начало которой находится в центре тяжести объекта управления. Для решения задач управления необходимо установить взаимосвязь «подвижной» системы координат с неподвижной земной системой. Проекции осей Х_с, У_с, Z_c на плоскости Х₃OY, Y₃OZ₃, X₃OZ₃ образуют с осями Х₃, Y_3y Z₃ три угла: угол тангажа а, угол крена у и курсовой угол ф (см. рис. 6.87) последний

не показан, но смысл его понятен). Проекции вектора скорости V, определяющего траекторию движения объекта управления, образуют с осями земной системы координат в вертикальной плоскости угол наклона траектории 0 и в горизонтальной плоскости — путевой угол ф.

Углы между траекториями V и проекциями осей ЛА на те же плоскости определяют угол атаки ас = а — 0 и угол скольжения Рс = - Ф (возникает при боковом сносе, например от ветра).

При отсутствии воздействия автопилота движение объекта управления описывается системой дифференциальных уравнений, имеющих в векторной форме вид.

где V (x, у, 2) — вектор скорости движения центра масс;

R (xy у у z) — вектор внешних сил;

М (Ху у у z) — главный момент внешних сил;

К (Ху у у z) — кинематический момент системы; со — векгор угловой скорости объекта управления.

Решая систему (6.90), можно найти взаимосвязь между входными координатами /?, Z, 0, ф, ст, ф, 0, L и отклоняющими рулями объекта (в широком смысле). Эти решения очень сложны, движение объекта приходится представлять в виде совокупности простых уравнений, осуществлять линеаризацию и делать ряд допущений. Результатом является структурная схема объекта управления, позволяющая выявить требования к специфическим особенностям объекта управления, например, к необходимости стабилизации крена для сохранения управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

Автоматическое наведение объекта управления на цель осуществляется непрерывным измерением текущих координат цели.

u (jc, у, z) и объекта управления cp_P(.v, у, z). Если рассматривать систему наведения как систему автоматического регулирования (см. рис. 6.89), мгновенная разница координат цели и ракеты Дср (/) = (р_вх (/) — Ф_ВЬ|Х(0 образует сигнал рассогласования, который используется для управления движением ракеты таким образом, чтобы свести рассогласование до нуля и обеспечить наибольшую вероятность поражения цели ракетой. Закон образования сигнала рассогласования зависит от метода наведения или способа задания кинематической траектории, по которой происходит сближение объекта с целью. Кинематической траекторией (КТ) ракеты называется путь ее движения до встречи с целью, при котором ракета, цель и пункт управления представлены в виде геометрических точек, размещенных в их центрах масс. Реальное движение ракеты происходит по динамической (ДТ) и фактической (ФТ) траектории, учитывающей инерционность ракеты, свойства системы управления, внешние возмущения и помехи (рис. 6.90).

Рис. 6.90. Траектория движения ракеты.

Траекторию движения объекта управления целесообразно разбить на три участка: выведение на траекторию наведения, движение по траектории наведения, движение к цели после прекращения работы системы управления (старт — сближение — попадание в цель). Участок движения по траектории наведения может быть фиксированным и подвижным (жестким и гибким). Жесткая траектория задается заранее и используется для наведения в неподвижную цель. В случае подвижной цели (может также быть подвижным и пункт управления) используется гибкая траекгория.

Гибкую траекторию можно создать трехточечным методом. Он заключается в удержании в течение всего времени полога ракеты на линии, соединяющий пункт управления и цель. С помощью трехточечного метода можно осуществлять наведение ракеты в упрежденную точку. В случае, когда невозможно участие пункта управления к коррекции траектории, используется двухточечный метод. В нем участвуют только ракета и цель. В нем также возможно наведение в упрежденную точку, причем в нескольких вариантах: метод постоянного упреждения, методы параллельного и пропорционального сближения.

Суть метода постоянного упреждения заключается в сохранении постоянным значения угла между линией визирования (линия ракета-цель) и вектором путевой скорости ракеты. Частным случаем является нулевой угол упреждения. Этот метод называется наведением по кривой погони. На рис. 6.91 изображены траектории наведения по кривой погони и параллельном сближении.

Рис. 6.91. Траектории наведения: а — кривая погони; б — параллельное сближение На рис. 6.91, а показана траектория кривой погони при наведении на цель, движущуюся навстречу. Из рисунка видно, что траектория движения ракеты сильно искривлена, причем кривизна при приближении ракеты к цели сильно возрастает, на этом участке ракета может оказаться неспособной к столь крутому повороту и сойти с кинематической траектории движения. При параллельном сближении (рис. 6.91, б) линия визирования все время остается параллельной самой себе. Этот метод характеризуется минимальными маневрами ракеты и, следовательно, нет опасности схода ракеты с траектории движения.

Наиболее общим методом наведения является метод пропорционального сближения, при котором отношение угловой скорости ракеты к угловой скорости линии визирования постоянно: в аналитическом виде метод описывается уравнением:

приводящим при интегрировании к виду.

где Ф — путевой угол ракеты;

Л ^и г|₀ — угол и начальный угол визирования цели;

А — постоянная.

Уравнение (6.91) достаточно универсально. Если положить А = 1; г|₀ 0, то получаем наведение с постоянным углом упреждения; при А = 1; г| = 0 — наведение по кривой погони; при г = 0 или, А = оо — наведение по методу параллельного сближения. Методы параллельного и пропорционального сближения при реализации требуют измерений угловой скорости линии визирования г|, а технически это намного более сложная задача, чем измерение угла визирования при наведении по кривой погони.

Для построения кинематических траекторий для различных методов наведения необходимо решить ряд дифференциальных и тригонометрических уравнений. Результатом решения является управляющая функция.

ux (/) или закон отклонения кинематической траектории от линии визирования в момент старта ракеты. Управляющая функция определяет маневры ракеты в процессе наведения и рассчитывается либо в угловых, либо в линейных величинах в зависимости от выбранного метода управления ракетой. При использовании трехточечного метода (управление в луче или по командам) предпочтительно рассчитать функцию <�р_вх(/) в виде линейного перемещения ракеты относительно линии визирования цели с точки управления. В результате получаем уравнение:

где О — угловая скорость движения луча, следящего за целью.

Для двухточечных методов управляющая функция имеет сложную форму, решение для кривой погони получается в неявном виде и управляющая функция ср_вх = r{t) выражается в виде степенного ряда, позволяющего приближенно описать управляющую функцию для ограниченного интервала времени.

Конечный результат — зависимость ср_вх(/) — представляют в виде таблиц или графиков. Для расчетов <�р_кх(/) апроксимируегся в виде смешанных рядов.

При выборе системы наведения центральным вопросом является определение наилучшей траектории движения ракеты. Она должна обладать минимальной протяженностью и кривизной, так как в этом случае снижаются требования к двигателю и конструкции ракеты.

Для системы наведения рассчитываются динамические ошибки наведения с учетом всего комплекса наведения и объекта управления — ракеты. При этом оптимизируют методы управления ракетой. Отметим, что необходимость записи функции передачи контура управления делает это выражение сложным даже в случае линейных характеристик элементов, входящих в него. Исследование устойчивости системы управления проводится также, как системы с обратной связью. Как говорилось ранее, основным уравнением системы наведения является выражение:

где Д (р — ошибка управления (см. рис. 6.90).

При управлении ракетой ее кинематическая траектория изменяется и должна вычисляться заново, исходя из движения по динамической траектории. Кроме динамической ошибки имеют место ошибки, вызванные внешними воздействиями. Система управления характеризуется суммарной ошибкой и вероятностью поражения цели. Более просто использовать понятие «промах», под которым понимают минимальное расстояние между целью и ракетой в момент пролета ракеты вблизи цели Дг_|]р.

В конечном счете можно подсчитать вероятность поражения цели, учитывая размеры, эффективность боевого заряда ракегы и закон распределения ошибок.