Заглавная страница Избранные статьи Случайная статья Познавательные статьи Новые добавления Обратная связь FAQ Написать работу КАТЕГОРИИ: АрхеологияБиология Генетика География Информатика История Логика Маркетинг Математика Менеджмент Механика Педагогика Религия Социология Технологии Физика Философия Финансы Химия Экология ТОП 10 на сайте Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрацииТехника нижней прямой подачи мяча. Франко-прусская война (причины и последствия) Организация работы процедурного кабинета Смысловое и механическое запоминание, их место и роль в усвоении знаний Коммуникативные барьеры и пути их преодоления Обработка изделий медицинского назначения многократного применения Образцы текста публицистического стиля Четыре типа изменения баланса Задачи с ответами для Всероссийской олимпиады по праву Мы поможем в написании ваших работ! ЗНАЕТЕ ЛИ ВЫ?
Влияние общества на человека
Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрации Практические работы по географии для 6 класса Организация работы процедурного кабинета Изменения в неживой природе осенью Уборка процедурного кабинета Сольфеджио. Все правила по сольфеджио Балочные системы. Определение реакций опор и моментов защемления |
Формирование сигнала управления ракетой по методу пропорционального сближенияСодержание книги
Поиск на нашем сайте
осуществляет автопилот. Он представляет собой одноканальную систему автоматического регулирования и структурно состоит из формирователя сигнала управления рулями (ФСУР) и рулевой машины (РМ). Объектом управления автопилота являются рули планера ракеты. С помощью планера изменяется положение ракеты относительно цели (т. е. изменяется положение линии визирования «ракета-цель»). При управлении полётом по методу пропорционального сближения ракета наводится не на цель, а в некоторую упрежденную точку встречи (УТВ) по условию равенства нулю угловой скорости поворота линии визирования, т. е. наличие угловой скорости линии визирования свидетельствует об ошибке наведения, которую автопилот должен свести к нулю.Измерителем угловой скорости линии визирования является гироскопический следящий координатор, сопровождающий цель. При этом информация об угловой скорости линии визирования содержится в сигнале ошибки слежения, поэтому он подается на автопилот как сигнал ошибки наведения. Для решения этих задач ОГС имеет следующую структуру и состав: I. Следящий координатор цели (СКЦ): 1. Свободный гироскоп: а) статор: • катушки вращения (КВ); • катушки коррекции (КК); • катушки генератора опорных напряжений (ГОН); • катушки пеленга (П); б) ротор: • карданов подвес; • постоянный магнит; • координатор; • оптическая система (О); • фотоприёмники основного и вспомогательного каналов (ФПок, ФПвк); 2. Системы автоматического управления: а) следящая система арретирования и коррекции ротора гироскопа (СС); б) система стабилизации оборотов ротора гироскопа (ССО). II. Автопилот: 1. Формирователь сигнала управления рулями (ФСУР). 2. Газовая рулевая машина (и пороховой управляющий двигатель). УСТРОЙСТВО и РАБОТА ОГС Оптическая система Оптическая система предназначена для избирательного приёма инфракрасного излучения поражаемых целей и помех и фокусировки его в фокальных плоскостях основного и вспомогательного спектральных каналов координатора. В ОГС 9Э410 применена зеркально-линзовая оптическая система, состоящая из следующих элементов: 1) обтекатель; 2) главное зеркало; 3) корригирующая линза; 4) контрзеркало; 5) спектроразделительный фильтр. Все элементы оптической системы, за исключением обтекателя, размещены на валу ротора гироскопа и образуют объектив, имеющий шесть степеней свободы: ♦ вращение относительно 3 осей связанной системы координат (начало координат — в точке карданного подвеса ротора): —вкруговую по крену (относительно оптической оси); — на углы ±38° по тангажу и рысканию (уголы пеленга цели); ♦ перемещение вместе с ракетой по 3 осям земной системы координат. Фокусное расстояние (Р) такого объектива равно пути оптического потока от зеркала до фоторезистора, расположенного в фокальной плоскости. Угол зрения объектива (ф) равен отношению диаметра фотосопротивления к фокусному расстоянию:
1.Обтекатель, как оптический компонент, является слабой отрицательной (рассеивающей) линзой. Он выполнен в виде мениска, ограниченного двумя сферическими поверхностями. из ИК-прозрачного материала с высокой излучательностью, теплопроводностью и теплоёмкостью. 2.Главное зеркало образовано сферической поверхностью торца магнита ротора гироскопа. В качестве отражательного слоя используется пленка серебра. 3.Корригирующая линза — афокальная линза (с фокусом в бесконечность) выполняет функцию коррекции искажений оптического потока (возникающих из-за неточностей изготовления линз и немонохромности потока). 4. Контрзеркало — фокусирующий элемент с отражающей плёнкой серебра. 5.Спектроразделительный фильтр — оптический компонент, выполненный из специального стекла, прозрачного для излучения с X = 2,6—6,5 мкм и отражающего сигналы с X = 0,46—4 мкм. Таким образом, инфракрасное излучение истинных и ложных целей, попавших в узкое поле зрения объектива, слабо рассевается обтекателем, обеспечивая засветку рабочей поверхности главного зеркала при наличии ошибки слежения (при отсутствии ошибки излучение экранируется корпусом бленды объектива). Отразившись от главного зеркала, оптический поток проходит через корригирующую линзу на контрзеркало. Коррекцией устраняются отклонения потока от заданного направления (погрешности изображения — аберрации). Отразившись от контрзеркала, оптический поток направляется на спектрораздели- тельный фильтр. Благодаря фильтру инфракрасное излучение истинной цели фокусируется в пятно диаметром 1 мм в фокальной плоскости основного спектрального канала, а инфракрасное излучение ложных тепловых целей (ЛТЦ) и помех фокусируется в фокальной плоскости вспомогательного спектрального канала. Важно, что положение пятна в фокальной плоскости однозначно характеризует направление и величину рассогласования между оптической осью объектива и линией визирования «ракета—цель» (т. е. определяет ошибку слежения). Фотоприёмник Фотоприёмник координатора ОГС 9Э410 предназначен для преобразования информации об ошибке слежения, заложенной в положении теплового пятна в фокальной плоскости объектива, в электрический сигнал. Он представляет собой двухканальный оптический детектор, имеющий: • основной канал с охлаждаемым фоторезистором для сигналов поражаемых целей; • вспомогательный канал для сигналов помех. Каждый канал фотоприемника состоит: 1) из модулятора; 2) фоторезистора (в ОК — с системой охлаждения); 3) предварительного усилителя; 4) схемы автоматической регулировки усиления. Все элементы фотоприёмника также размещены на валу ротора гироскопа и вращаются с ним относительно статора с частотой f2= 100 Гц — до пуска иf2+f3= 112—120 Гц — в полёте, обеспечивая стабильную частоту сканирования целиfск = 100 Гц. 1. Модулятор представляет собой непрозрачную маску с прямоугольным окном, нанесенную на фоточувствительный слой фоторезистора. При такой форме растра модулятора реализуется импульсный метод модуляции теплового потока. Период повторения тепловых импульсов будет равен Т = 1/ f ск = 0,01 с, а за начало отсчета периода принимается связанная ось ОгУг (направленная вертикально вверх). При этом информация об ошибке слежения содержится: • во временном положении импульса в периоде сканирования (тн) как направление ошибки слежения (Ɛ); • в длительности импульса (ти) как величина ошибки слежения (∆е). Очевидно, что чем дальше тепловое пятно от центра диска, тем больше линейная скорость пересечения им окна, тем меньше длительность импульса.
где S — ширина окна; Rп — расстояние от центра диска до пятна; Тск — период сканирования.
2. Фоторезистор — полупроводник, обладающий свойством фотопроводимости, т. е. способностью генерировать электронно-дырочные пары при поглощении тепловых фотонов. Спектральная чувствительность фоторезистора определяется материалом и температурой полупроводника. В качестве фоторезистора основного канала используется монокристалл антимо- нида индия, охлажденный до температуры 77 К (—196 °С) для повышения спектральной чувствительности в области 5 мкм.Система охлаждения фоторезистора основного канала работает по принципу дросселирования сжатого газообразного азота до перехода его в жидкую фазу с Tкип=—196 °С. В качестве источника азота, сжатого до 350 атм, используется баллон наземного источника питания. При нахождении ракеты в пусковой трубе баллон газопроводом соединяется с микрохолодильником «брызгающего» типа.
Жидкий азот с выхода микрохолодильника омывает основание фоторезистора и пропитывает набивку накопителя жидкого азота, обеспечивая требуемую температуру фоторезистора в течение заданного времени. Под действием тепловых импульсов цели в рабочей цепи фоторезистора будет протекать импульсный ток, т. е. произойдет детектирование модулированного теплового потока — преобразование ошибки слежения в синхронный электрический сигнал.
Во вспомогательном канале используется неохлажденный фоторезистор на основе сернистого свинца, чувствительный к излучению ложных тепловых целей с максимумом 2—3 мкм. 3. Предварительный усилитель представляет собой широкополосный усилитель низкой частоты, позволяющий: • усилить информационный сигнал до уровня надёжной работы последующих устройств; • преобразовать сигнал ошибки слежения из импульсной формы (видеосигнал постоянного тока с бесконечным спектром частот) в сигнал переменного тока со значительно сокращенным диапазоном частот.
Выходной сигнал предварительного усилителя имеет сложную форму и содержит в себе множество гармонических колебаний, в том числе и первую гармонику частоты сканирования, которая в дальнейшем используется в качестве информационного сигнала об ошибке слежения за целью. Для выделения первой гармоники и применяют последовательное сокращение диапазона частот сигнала ошибки слежения с помощью предварительного усилителя, избирательного усилителя, амплитудного детектора, усилителя коррекции СКЦ. 4. Схема автоматической регулировки усиления представляет собой отрицательную обратную связь, изменяющую коэффициент усиления предварительных усилителей и тем самым стабилизирующую параметры сигнала ошибки при изменении мощности принимаемого излучения. Таким образом, тепловое излучение цели и помех, сфокусированное объективом, проецируется в виде пятен малого размера на диски модуляторов соответственно основного и вспомогательного каналов фотоприёмника. Благодаря тому, что диски модуляторов размещены в фокальных плоскостях объектива и ось их вращения совпадает с его оптической осью, положение пятна на диске однозначно характеризует угловое рассогласование между линией визирования и оптической осью объектива, т. е. ошибку слежения координатора. Благодаря вращению и специальной форме прозрачного окна дисков происходит круговое сканирование положения цели (и ЛТЦ) в пределах поля зрения ОГС и преобразование информации об ошибке слежения из пространственного вида в импульсную модуляцию теплового потока. Охлаждаемый фоторезистор основного канала преобразует модулированный тепловой поток цели в синхронный импульсный электрический сигнал постоянного тока. Причем в длительности импульса содержится информация о величине, а во временном положении импульса в периоде сканирования — о направлении ошибки слежения за целью. Предварительный усилитель преобразует сигнал постоянного тока в цепи фоторезистора в сигнал переменного тока, содержащий в себе первую гармонику частоты сканирования. Амплитуда сигнала частоты сканирования несёт информацию о величине, а фаза — о направлении ошибки слежения. Охлаждение фоторезистора до температуры —196 °С позволяет не только задать спектральный диапазон излучения поражаемых целей, но и значительно повысить чувствительность фотоприёмника на фоне тепловых помех. Охлаждающее устройство фоторезистора основного канала дросселирует сжатый до 350 атм азот, хранящийся в баллоне наземного источника питания. При понижении давления азот переходит в жидкое состояние с температурой —196 °С (77 К), охлаждает фоторезистор и накапливается в специальном корпусе с набивкой. Охлаждающее устройство обеспечивает достижение заданной температуры фоторезистора за 4,5 с перед пуском и подержание её в течение 14 с после пуска. Неохлаждаемый фоторезистор вспомогательного канала чувствителен к тепловому излучению ложных тепловых целей (ЛТЦ) и аналогично преобразует его в электрический сигнал. Повышению качества сигнала ошибки слежения, а в целом и наведения ракеты на цель способствует и автоматическая регулировка усиления, работающая по сигналу предварительного ПУок. Сигнал ошибки слежения за целью с выхода фотоприемника основного канала поступает на схему переключения и схему ближней зоны электронного блока ОГС. Сигнал ЛТЦ с выхода фотоприемника вспомогательного канала поступает на схему переключения. Следящая система координатора цели Следящая система предназначена для автоматического слежения координатора за целью и на основе этого определения угловой скорости линии визирования, необходимой для реализации метода пропорционального сближения при наведении ракеты в упрежденную точку встречи с целью. Для этого следящая система решает следующие задачи: 1. Непрерывно автоматически совмещает оптическую ось координатора (ХК) с линией визирования цели (ХВ), т. е. сводит ошибку слежения координатора к нулю (∆е → 0). 1. Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора.
2. При ∆Ɛ→0 появляется возможность измерения угловой скорости виртуальной линии визирования как угловой скорости поворота самого координатора, т. е.
3. При использовании гироскопического привода координатора угловая скорость его прецессии (поворота координатора) пропорциональна величине внешнего управляющего момента, а последний пропорционален ошибке слежения, т. е.. 4. При реализации метода пропорционального сближения за параметр управления принимается с!ев/с1г, а система наведения ракеты на цель будет стремиться свести ошибку наведения к нулю путём изменения угла пеленга, т. е. 5. В системе наведения ракеты на цель следящий координатор является датчиком ошибки наведения, а автопилот - следящим приводом. Поэтому в качестве управляющего сигнала для автопилота используется сигнал ошибки слежения координатора т. е. Структурно следящая система координатора построена по классической схеме,в которой с точки зрения автоматического управления: 1. Объектив одновременно выполняет роль датчика цели (положения линии визирования Ɛв) и датчика отрицательной обратной связи (положения оптической оси координатора Ɛк).
2. Фотоприёмник выполняет роль алгебраического сумматора, формирующего электрическийсигнал рассогласования (ошибки слежения координатора Ɛв-Ɛк). 3. Электронный блок выполняет роль усилительно-преобразовательного тракта, формирующего электрические управляющие сигналы для исполнительного элемента следящей системы координатора
4.Статорные катушки коррекции гироскопа выполняют роль исполнительного элемента, создающего электромагнитный внешний момент ротора. 5.Ротор гироскопа является объектом управления следящей системы. Под действием внешнего момента он прецессирует в сторону уменьшения ошибки слежения. 6.Так как координатор цели механически связан с ротором гироскопа, то следящая система заставляет его непрерывно сопровождать цель оптической осью и на основе этого формирует сигнал угловой скорости линии визирования для автопилота. Для обеспечения боевого применения ракеты следящий координатор имеет ещё две вспомогательные системы автоматического управления. 1. Система арретирования координатора предназначена для принудительного совмещения при прицеливании оптической оси координатора с линией прицеливания пусковой трубы, чем обеспечивается захват цели узким полем зрения ОГС. Причем линия прицеливания наклонена вниз на 10° относительно продольной оси пусковой трубы, что исключает удар ракеты о землю при старте.
Принцип работы этой системы основан на использовании катушки пеленга, размещенной на статоре гироскопа, и катушки заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы. Постоянный магнит ротора наводит в катушке пеленга синусоидальный сигнал, характеризующий направление (фазу) и величину (амплитуду) отклонения оптической оси от продольной оси ракеты (угол пеленга (). Катушка заклона, включенная встречно с катушкой пеленга, формирует синусоидальный сигнал, характеризующий заданное отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты (—10°). Таким образом, разностный сигнал двух катушек значит ошибку арретирования оптической оси относительно линии прицеливания (Аарр). При прицеливании сигнал ошибки арретирования подается на вход следящей системы координатора и отрабатывается ею до ∆арр = 0 (оптическая ось удерживается на линии прицеливания). При нажатии на спусковой крючок и загорании сигнальной лампочки захвата цели от следящей системы отключается сигнал ошибки арретирования, а подключается сигнал ошибки слежения координатора (∆е). 2. Система разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа предназначена для задания стабильной частоты сканирования целиf2 = 100 Гц. Для этого система должна: • до пуска ракеты разогнать ротор гироскопа до 100 оборотов в секунду относительно статора (корпуса ракеты) и поддерживать этот уровень; • при пуске ракеты система и статор начинают вращаться со скоростью 12—20 об/с (/3 = 12—20 Гц) в противоположном вращению ротора направлении. Чтобы сохранить неизменной частоту сканирования относительно цели, система должна увеличить частоту вращения ротора относительно статора на /3 и стабилизировать ее на этом уровне. Принцип работы этой системы основан на использовании катушек вращения (КВ), размещенных на статоре гироскопа. При разгоне автоматика последовательно запитыва- ет катушки, и они создают вращающееся магнитное поле, увлекающее за собой ротор с постоянным магнитом. При стабилизации оборотов ротора система сравнивает заданную частоту вращения с фактической и формирует в катушках вращения управляющие сигналы тока определенной фазы и величины. Магнитное поле, создаваемое катушками, притормаживает или ускоряет вращение ротора. Электронные элементы следящего координатора размещены в электронном блоке ОГС. К ним относятся: 1) следящая система: • схема переключения; • избирательный усилитель; • амплитудный детектор; • фазовращатель; • усилитель коррекции; • схема ближней зоны; 2) система стабилизации оборотов ротора: • частотомер; • усилитель. Схема переключения предназначена для логической и временной селекции сигнала истинной цели, в том числе в условиях отстрела противником ЛТЦ с интервалом более 0,3 с и превышением мощности излучения ЛТЦ над мощностью излучения цели до 6 раз. Логика работы этой схемы следующая: • при отстреле ЛТЦ появляется мощный источник излучения, уходящий от цели; • на выходе вспомогательного канала координатора появится электрический сигнал, в 7—8 раз превышающий по уровню сигнал на выходе основного канала; • схема переключения сформирует пропускной строб (импульс), временное положение которого в периоде сканирования связано с временным положением импульса истинной цели; • пропускной строб подключит выход фотоприёмника к следящей системе только на время прохождения импульса истинной цели и исключит перезахват ЛТЦ. Избирательный усилитель и амплитудный детектор предназначены для выделения из сложного сигнала цели первой гармоники частоты сканирования, несущей в себе информацию об ошибке слежения. Усилитель коррекции предназначен для качественного усиления по напряжению и мощности сигнала ошибки слежения на частоте сканирования и запитки им катушек коррекции гироскопа, входов автопилота и цепей пусковой трубы и пускового механизма. Усилитель коррекции состоит из предварительного усилителя напряжения и усилителя мощности (тока).
Предусилитель обеспечивает избирательное, качественное (без искажений) усиление сигналов в полосе пропускания 60—150 Гц, т. е. на частоте сканирования. Для этого он имеет: • активные ^С-фильтры нижних и верхних частот, охваченные положительной обратной связью и задающие полосу пропускания; • эмиттерные повторители, согласующие входное и выходное сопротивление усилителя; • динамическую нагрузку, обеспечивающую температурную компенсацию; • отрицательную обратную связь по постоянному и переменному току, обеспечивающую стабильность параметров усиления и улучшение синусоидальности выходного напряжения. Схема ближней зоны предназначена для повышения надёжности сопровождения цели при малых расстояниях до неё. При этом увеличиваются интенсивность излучения и размеры пятна, что приводит к изменению параметров импульсов на выходе фотосопротивления. Частотомер ССО предназначен для сравнения заданной и фактической частоты вращения ротора гироскопа (частоты сканирования) и выработки импульсного управляющего напряжения, фаза которого даёт направление, а амплитуда — величину подкрутки ротора. Принцип работы частотомера следующий: • постоянный магнит ротора гироскопа индуцирует в обмотках генератора опорного напряжения (ГОН) синусоидальную ЭДС, частота которой характеризует фактическую частоту вращения ротора; • сигнал ГОН поступает в частотомер и преобразуется: а) с помощью дифференцирующей цепи — в последовательность импульсов;
б) с помощью счётчика (накопителя) импульсов — в постоянное напряжение, величина которого характеризует фактическую частоту вращения в) с помощью суммирующего усилителя — в разностный сигнал ±∆U= Uфакг — Uзад, причем Uзад формируется схемой «ИЛИ» до пуска (нет вращения ракеты) соответствующим f2, а после пуска — соответствующим f2 +f3 (т. е. ±∆U характеризует величину превышения или уменьшения скорости вращения ротора относительно заданной до пуска и после пуска); г) с помощью электронного ключа, коммутируемого напряжением ГОН, постоянное напряжение ±А^ преобразуется в импульсное управляющее напряжение Ц,пр, характеризующее необходимую величину подкрутки или торможения ротора. Усилитель ССО предназначен для усиления управляющего сигнала по напряжению и току и запитки им катушек вращения гироскопа. Катушки вращения создадут магнитное поле, при взаимодействии которого с постоянным магнитом ротора будет поддерживаться заданная частота вращения. Функционирование системы разгона и стабилизации оборотов ротора гироскопа 1. В исходном состоянии ротор гироскопа, а значит полюса постоянного магнита и создаваемый ими магнитный поток Фг, имеют случайную ориентацию. 2. При приведении в действие наземного источника питания электрическое питание выдаётся на блок датчиков пусковой трубы, электронный блок пускового механизма и ОГС ракеты. 3. В зависимости от ориентации Фг1 один из двух датчиков положения, размещенных диаметрально по окружности пусковой трубы, сформирует электрический сигнал управления Цу и выдаст его в блок разгона пускового механизма. 4. Под действием Цу в блоке разгона сработает один из двух электронных ключей и выдаст питание соответственно на одну из двух статорных катушек вращения гироскопа (КВ). 5. В результате взаимодействия магнитных полей КВ и постоянного магнита возникает вращающий момент и начинается раскрутка ротора гироскопа. 6. В последующем через каждые 180° поворота ротора срабатывает другой датчик положения и соответствующая КВ. 7. За время не более 5 с ротор раскручивается до 100 оборотов в секунду, блок разгона отключается, а поддержание вращения возлагается на систему стабилизации оборотов (ССО) ОГС. Принципиально переключение катушек вращения происходит следующим образом: A. Пусть ротор гироскопа имеет случайную ориентацию, как на рис. 32, и тогда постоянный магнит ротора создает магнитный поток Фг. Б. Магнитные сердечники индуктивных датчиков положения (ДП 1,2) имеют некоторую исходную намагниченность и создают магнитные потоки Фдп1,2. B. Фг, замыкаясь через сердечники датчиков, изменяет их намагниченность:
8. Задание и стабилизация оборотов гироскопа необходимы для поддержания частоты сканирования цели в узкой полосе пропускания усилительно-преобразовательного тракта сигнала ошибки наведения ракеты. Мы уже говорили, что частота сканирования цели принята равной 100 Гц и поэтому обороты ротора должны быть: • 100 об/с — до пуска (нет вращения корпуса ракеты); • 120 об/с — в полёте (так как корпус ракеты вращается относительно продольной оси в противоположном ротору направлении). 9. Датчиком фактической частоты вращения ротора является обмотка генератора опорных напряжений (ГОН), размещенная на статоре гироскопа. Магнит ротора наводит в ней синусоидальную ЭДС фактической частоты (/факг), которая прикладывается ко входу частотомера ССО. 10. В частотомере происходит: а) сравнение fфакт кт с требуемой fтреб и преобразование информации об ошибке (∆f в двуполярное постоянное напряжение, величина которого характеризует величину ∆f полярность — необходимость разгона или торможения; б) преобразование постоянного напряжения в импульсное с частотой ГОН f (факт). 11. Усилитель ССО усиливает управляющий сигнал по мощности, изменяет его форму на колоколообразную и запитывает катушки вращения гироскопа. 12. Катушки вращения создают магнитное поле, притормаживающее или ускоряющее ротор. Функционирование системы арретирования координатора цели После разгона ротора гироскопа автомат разарретирования и пуска (АРП) пускового механизма обеспечивает коммутацию цепей включения в работу системы арретирования. При этом: 1. Если оптическая ось координатора произвольно отклонена от продольной оси ракеты на некоторый угол пеленга % то постоянный магнит ротора, вращаясь, будет индуцировать: а) в статорной обмотке пеленга синусоидальную ЭДС, амплитуда которой несет информацию о величине, а фаза — о направлении отклонения; б) в обмотке заклона, размещенной в блоке датчиков пусковой трубы, синусоидальную ЭДС, амплитуда и фаза которой задают отклонение линии прицеливания от продольной оси ракеты на 10° вниз. 2. Так как обмотки включены встречно, то их разностный сигнал ошибки арретиров ния (Аарр), отработанный до нуля следящим приводом координатора, обеспечит удержание оптической оси на линии прицеливания. 3. После прицеливания, нажатия на пусковой крючок и захвата цели (загорания лампочки) от следящего привода отключается сигнал ошибки арретирования Аарр, формируемый ССО (координатор разарретируется), и подключается сигнал ошибки слежения Ае, формируемый КЦ (координатор начинает следить за целью). Если излучение от цели не превышает сигнал фона, то АРП обеспечит периодическое арретирование гироскопа (лампочка мигает) и возможность захвата цели. Функционирование следящего координатора цели при сопровождении цели 1. Благодаря размещению координатора цели на вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси в пределах поля зрения со стабильной частотой. 2. Тепловое излучение цели, фона и ЛТЦ селектируется и фокусируется оптической системой в виде пятен малого размера (1 мм) в фокальных плоскостях основного (цели) и вспомогательного (помех) каналов координатора. Положение пятен однозначно характеризует пространственное положение цели и помех относительно оптической оси координатора (ошибку слежения). 3. С помощью фотоприёмника сфокусированные тепловые потоки цели и помех подвергаются импульсной модуляции и преобразованию в информационные электрические периодические сигналы ошибки слежения. Причем важно, что в спектре сигнала цели содержится первая гармоника частоты сканирования /сш), амплитуда которой характеризует величину, а изменение фазы в периоде сканирования (Тскан) — направление ошибки слежения за целью (Ае). 4. Сигналы с выходов основного и вспомогательного каналов координатора поступают на схему переключения (СП) следящей системы, которая обеспечивает защиту от ЛТЦ путём стробирования (временной селекции) в периоде сканирования только сигнала цели. Сигнал цели с выхода СП поступает: а) на избирательный усилитель; б) на обнаружитель цели АРП пускового механизма. 5. Избирательный усилитель и амплитудный детектор используются для выделения из сложного сигнала цели информационного сигнала первой гармоники частоты сканирования. 6. Фазовращатель компенсирует временную задержку информационного сигнала в электронном блоке для управления в реальном масштабе времени. 7. В усилителе коррекции происходит повышение качества и мощности сигнала ошибки слежения. Как мы уже знаем, сигнал на выходе усилителя коррекции Ц,к является: а) управляющим для исполнительного элемента следящей системы — катушки коррекции; б) задающим для системы автоматического управления рулями — автопилота; в) информационным для схем логической коммутации пускового механизма — автомата разарретирования и пуска. 8. Катушка коррекции создает внутри статора магнитное поле, вектор напряженности которого (Нк) совпадает с продольной осью ракеты, а его направление и величина изменяются по закону сигнала ошибки слежения, т. е. Нк«Ц*. аПР — вектор угловой скорости прецессии (коррекции СКЦ); вращается с аР ~ и МВН; тР — вектор магнитного момента постоянного магнита (связан с линией раздела полюсов магнита и согласован с положением фотосопротивления; вращается с тг; имеет постоянную величину); Н — вектор кинетического момента ротора (имеет постоянную величину и направление; совпадает с осью вращения ротора); К — вектор напряженности магнитного поля катушек коррекции (совпадает с продольной осью ракеты; изменяет величину и направление по сигналу ошибки слежения); МВН — вектор внешнего момента, создаваемый взаимодействием магнитных полей катушек коррекции и постоянного магнита (вращается с тг; изменяет величину по сигналу ошибки слежения; точно «привязан» к положению фотосопротивления); а, аПР — угловая скорость и направление вращения ротора и прецессии ротора; N, 8 — полюса постоянного магнита; ФС — фотосопротивление В результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции и постоянного магнита ротора (характеризующегося вектором магнитного момента тР) возникает внешний электромагнитный момент (Мвн), приложенный к ротору гироскопа (правило трех пальцев правой руки: если указательный палец направить по тР, а согнутый на 90° средний палец по кк, то большой палец укажет Мвн). Учитывая, что магнит и его тр вращаются и что кк изменяется по синусоидальному закону ошибки слежения, можно представить эпюру изменения величины и направления Мвн за один оборот ротора. Видно, что равнодействующая (ЕМвн) 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 (Н) с Мвн, причем с угловой скоростью апр, пропорциональной Мвн. 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 (^Де) пропорционален угловой скорости прецессии, а значит угловой скорости линии визирования «ракета—цель» (СеВ/0) и поэтому с выхода усилителя коррекции он подается на вход автопилота для реализации метода пропорционального сближения (Сеъ/й1 = 0) как сигнал ошибки наведения ракеты на цель. Автопилот 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 (dEв/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
|
||||||||||||||||
Последнее изменение этой страницы: 2016-09-17; просмотров: 1669; Нарушение авторского права страницы; Мы поможем в написании вашей работы! infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 18.118.27.119 (0.012 с.) |