Устройство и эксплуатация боевых средств переносных зенитных ракетных комплексов “Игла” и “Игла–1”

T_к – постоянная времени координатора [Т_к=K_тН / (K_рт K_мд)];

K_т – коэффициент трения в подшипниках подвеса;

K_мд – коэффициент передачи моментного датчика;

K_рт – коэффициент передачи блока выделения сигнала ошибки;

H– кинетический момент ротора гироскопа, характеризующий его инерци-онные свойства при вращательном движении.

По своим динамическим свойствам гироскопический следящий координатор цели (СКЦ) представляет собой следящую систему с астатизмом первого порядка, т.е. в установившемся режиме ошибка сопровождения цели () пропорциональна угловой скорости линии визирования ракета-цель. По сравнению с электромеханическим СКЦ он обеспечивает более полную развязку следящего координатора от колебаний корпуса ракеты.

Устройство выработки команд управления (УВК) по измеренным значениям параметров относительного движения ракеты и цели (^_л) и заданным уравнениям связи формирует команды управления, поступающие в автопилот.

Автопилот (АП) обеспечивает стабилизацию ракеты и управление ее полетом, непосредственно воздействуя на органы управления (рули) в соответствии с величиной и знаком команды. Для стабилизации ракеты и улучшения ее динамических свойств на УВК и АП выдается ряд дополнительных сигналов (команд) о параметрах движения ракеты (например, сигналы о режимах полета – СТАРТ, МАРШ, ИЗЛЕТ, ВДОГОН), которые формируются чувствительными элементами АП (датчиками линейных ускорений, датчиками угловых скоростей и т.п.). Отклонение органов управления приводит к изменению нормальных составляющих приложенных к ракете сил и изменению параметров ее движения. В результате этого изменяются и параметры относительно движения ракеты и цели, измеряемые СКЦ.

Закон формирования команд управления в контурах управления самонаводящихся ЗУР выбирается прежде всего из соображений обеспечения требуемой точности процесса управления (обеспечение минимального промаха). Однако требования к точности противоречат требованиям к устойчивости контура управления, что не позволяет вводить в контур управления последовательные форсирующие звенья. УВК самонаводящихся ЗУР обычно используют простейшие законы формирования команд управления: команды управления пропорциональны составляющим (по осям координат) угловой скорости линии визирования ракета-цель ( = k^_л). В целях уменьшения влияния шумов и коррекции динамических свойств контура управления вводится фильтр нижних частот, состоящий из одного или двух апериодических звеньев. В этом случае передаточная функция УВК будет иметь вид

K_УВК(р) = (p) : ^(p) = K_увк : [(1+T_1увкp)(1+T_2увкp)]. (2.3)

Для обеспечения соотношения между располагаемыми (n_р) и допустимыми (n_доп) перегрузками (n_р  n_доп) команды управления обычно ограничиваются по величине путем введения звена с характеристикой элемента насыщения.

Для учета влияния условий полета ракеты на процесс наведения целесообразно изменять коэффициент пропорциональности УВК (K_УВК) в зависимости от скорости сближения ракеты и цели (r^_л). Для этого коэффициент передачи УВК изменяют с помощью множительного звена (рис.2.4). В этом случае величина команды управления _к будет определяться как величиной угловой скорости ^_л, так и значением коэффициента K_УВК, являющегося функцией скорости сближения r^_л (K_УВК = f(r^_л )). В качестве простейших устройств, характеризующих скорость сближения r^_л, могут быть использованы:

датчик линейного ускорения дискретного типа, формирующий сигналы о разгоне ракеты (СТАРТ), ее полете с постоянной скоростью (МАРШ) или на пассивном участке (ИЗЛЕТ);

значение угла встреливания ракеты в вертикальной плоскости;

значение угла пеленга;

условия обстрела цели (встречный или догонный курсы).

Рис. 2.4. Передаточная функция УВК

Кинематическое звено представляет собой отображение математических зависимостей, связывающих параметры движения ракеты и цели с параметрами их относительного движения, т.е. отображает конкретный метод наведения.

Наиболее часто в качестве параметров движения ракеты и цели рассматриваются их нормальные ускорения, а в качестве параметра их относительного движения – угловая скорость вращения вектора дальности между ракетой и целью или угол _л, характеризующий положение этого вектора в пространстве (см. рис. 1.7).

В самом общем виде кинематические уравнения, характеризующие эти связи, для наведения ракеты в вертикальной плоскости имеют вид

r ^ _л = V _ц cos(  _ц -  _л ) - Vcos(  -  _л );

r_л^_л = V_цsin(_ц - _л) - Vsin( - _л), (2.4)

где углы _ц и  характеризуют положения векторов скорости цели и ракеты соответственно.

В результате ряда преобразований и допущений (за малые промежутки времени цель и ракета летят с постоянными скоростями) можно получить уравнения кинематического звена в виде

r^_л ^_л + 2r^_л ^_л = W_цусos(^* - ^*) - W_усos(^* - ). (2.5)

Структурная схема, реализующая это уравнение, представлена на рис. 2.5.

Рис. 2.5. Структурная схема кинематического звена

Звено, обеспечивающее положительную обратную связь с коэффициентом передачи 2r^_л^*, свидетельствует о структурной неустойчивости кинематического звена, а звено с коэффициентом передачи 1/ r_л^* о его существенной нестационарности, особенно сильно проявляющейся при малых дальностях цели.