Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла» - Акулов Игорь Евгеньевич (читать книги полные .TXT) 📗

h_к — вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции (совпадает с продольной осью ракеты; изменяет величину и направление по сигналу ошибки слежения);

М_вн — вектор внешнего момента, создаваемый взаимодействием магнитных полей катушек коррекции и постоянного магнита (вращается с ωР; изменяет величину по сигналу ошибки слежения; точно «привязан» к положению фотосопротивления);

ω_р, ω_пр — угловая скорость и направление вращения ротора и прецессии ротора;

N, S — полюса постоянного магнита;

ФС — фотосопротивление

В результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции и постоянного магнита ротора (характеризующегося вектором магнитного момента m_р) возникает внешний электромагнитный момент (M_вн), приложенный к ротору гироскопа (правило трех пальцев правой руки: если указательный палец направить по m_р, а согнутый на 90° средний палец по h_к, то большой палец укажет M_вн). Учитывая, что магнит и его m_p вращаются и что h_к изменяется по синусоидальному закону ошибки слежения, можно представить эпюру изменения величины и направления M_вн за один оборот ротора. Видно, что равнодействующая (ΣM_вн) находится в плоскости и пропорциональна ошибке слежения.

9. Из теории и практики гироскопа известно, что при наличии внешнего момента, приложенного к ротору, гироскоп будет прецессировать, т. е. стремиться совместить по кратчайшему пути вектор кинетического момента (H) с M_вн, причем с угловой скоростью ωпр, пропорциональной M_вн.

Благодаря свойству прецессии:

а) гироскопический следящий координатор безынерционно совмещает свою оптическую ось с линией визирования (направлением на цель), т. е. автоматически сопровождает цель;

б) при сопровождении цели сигнал ошибки слежения (U_Δε) пропорционален угловой скорости прецессии, а значит угловой скорости линии визирования «ракета — цель» (dε_в/dt) и поэтому с выхода усилителя коррекции он подается на вход автопилота для реализации метода пропорционального сближения (dε_в/dt = 0) как сигнал ошибки наведения ракеты на цель.

Автопилот ракеты 9М39 входит в состав ОГС и предназначен для автоматического управления полётом ракеты. Он представляет собой одноканальную систему автоматического управления, задающим воздействием для которой является сигнал ошибки слежения с выхода следящего координатора цели, а объектом управления — рули ракеты, работающие в релейном режиме.

Автопилот решает следующие задачи:

1. Фильтрация сигнала ошибки наведения, пропорционального угловой скорости линии визирования (dε_в/dt), — для реализации метода пропорционального сближения и повышения качества управления полетом.

2. Формирование специального сигнала управления ракетой по пеленгу на начальном участке траектории — для ускорения вывода на кинематическую траекторию и увеличения зоны поражения за счёт приближения ближней границы.

3. Преобразование сигнала ошибки наведения с частоты сканирования цели на частоту вращения ракеты — для реализации одноканального управления полётом.

4. Формирование импульсного сигнала управления на рулевом приводе — для реализации релейного режима его работы.

5. Демпфирование поперечных колебаний корпуса ракеты относительно центра масс — для повышения точности и устойчивости наведения.

6. Смещение центра группирования попаданий ракеты от сопла в корпус цели.

К задачам и принципам работы автопилота:

1. При заданном методе пропорционального сближения автопилот должен вести ракету в упреждённую точку встречи с целью по траектории, обеспечивающей отсутствие угловой скорости линии визирования, т. е. наличие угловой скорости является ошибкой наведения (параметром управления), которую автопилот должен свести к нулю.

2. Датчиком угловой скорости линии визирования является гироскопический следящий координатор цели, синусоидальный сигнал, следующий на частоте сканирования, несет в себе информацию о плоскости и величине ошибки наведения.

3. При прицеливании и пуске ракета направляется на цель, а не в упрежденную точку, поэтому ошибка наведения велика. Для ускорения её отработки программно (в зависимости от стрельбы навстречу или вдогон) увеличивается команда управления рулевым приводом, обеспечивающая быстрое придание ракете требуемого угла пеленга (между продольной осью ракеты и оптической осью координатора) в плоскости наведения.

Рис. 34. Траектория движения ЗУР по методу пропорционального движения

Рис. 35. Сигнал ошибки наведения

При одноканальном управлении полётом вращающейся относительно продольной оси ракеты информация об ошибке наведения должна следовать на частоте вращения пары рулей. Для преобразования частоты информационного сигнала используется фазовый детектор, выделяющий сигнал разностной частоты: сканирования (f₂) и генератора опорных напряжений (f₂ + f₃), т. е. f₃. Важно, что при преобразовании частоты информация о плоскости и величине ошибки наведения сохраняется.

Рис. 36. Сигнал ошибки наведения на начальном участке полёта

Для придания линейной зависимости величины управляющей силы от величины сигнала ошибки (U_фд) используется генератор линеаризации (ГЛ), вырабатывающий синусоидальное напряжение (U_гл) удвоенной частоты вращения корпуса ракеты (2f₃) и определенной амплитуды.

Из суммарного сигнала (U_выхΣII) U_фд и U_гл сформируется сигнал управления рулями удвоенной частоты и переменной длительности импульсов.

Рис. 37. Преобразование сигнала ошибки наведения

Для обеспечения релейного режима работы рулей синусоидальный сигнал ошибки наведения на частоте управления должен быть преобразован в двухполярный импульсный сигнал управления рулевым приводом. Для этого используются усилитель-ограничитель и усилитель мощности, работающий в ключевом режиме. Такой сигнал управления обеспечит переброс рулей из одного крайнего положения в другое четыре раза за период вращения и разное время нахождения рулей в каждом из положений в зависимости от соотношения амплитуд U_фд и U_гл.

Рис. 38. Получение сигнала управления рулями

Под действием импульсного сигнала управления рулевой привод создаст управляющую аэродинамическую силу, уменьшающую ошибку наведения.

Так как на участке разгона ракеты эффективность аэродинамических рулей мала, то дополнительно используется пороховой управляющий двигатель (ПУД). Два сопла ПУД размещены диаметрально в плоскости, перпендикулярной рулям. Подача газа в одно из сопел регулируется той же рулевой машиной и обеспечивает создание управляющей реактивной силы, синхронной управляющей аэродинамической силе рулей.

Функционально автопилот состоит из следующих элементов: