Курсовой проект
по предмету «Теория управления и системы наведения систем беспилотных летательных аппаратов»
на тему
«Исследование и оптимизация параметров авиационного беспилотного летательного аппарата»
Вариант 9.
Выполнила:
Студентка гр. 07-506
Чижикова Анастасия Андреевна
Проверил:
Пушкарев Василий Леонидович
Москва
2013 г.
Теория управления и конструкция системы наведения на примере авиационной управляемой самонаводящейся ракеты класса «воздух-воздух» Р-3С
Цель работы: изучить принципы работы тепловой головки самонаведения (ГСН), основные тактико-технические характеристики и особенности боевого применения самонаводящихся ракет на примере ракеты малой дальности Р-ЗС.
ОСНОВНЫЕ ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ, НЕОБХОДИМЫЕ ДЛЯ ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ
Системы наведения обеспечивают наведение ракеты на цель по сигналам расположенной на ракете головки самонаведения (ГСН), которая непосредственно получает информацию от цели.
По способу получения информации от цели различают ГСН трех типов:
- активные, излучающие электромагнитную энергию в направлении цели и пеленгующие цель по отраженному от нее излучению (ракета снабжена передатчиком);
- полуактивные, пеленгующие цель по отраженному от нее сигналу подсвета, создаваемому бортовым радиолокатором или лазером носителя;
- пассивные, пеленгующие цель по ее собственному излучению (к ним относится изучаемая инфракрасная ГСН).
Достоинства систем самонаведения – высокая точность, недостаток – ограниченная дальность действия головок самонаведения.
ПОРЯДОК ИЗУЧЕНИЯ ПРИНЦИПОВ РАБОТЫ, ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ГСН И РАКЕТЫР-ЗС.
Закон управления.
Тепловое излучение цели преобразуется головкой в сигналы управления, которые выдаются на исполнительные механизмы управления ракеты (в обмотки электромагнитов поршней рулевого привода).
В ракете Р-ЗС реализуется следующий закон управления:
где 
– установившееся значение боковой перегрузки ракеты; ε – абсолютная угловая скорость линии “ракета - цель”; 
– угол обзора головки; 
– коэффициенты закона наведения;
Относительное положение ракеты и цели показано на рис.1
В рассматриваемой головке в качестве измерителя угловой скоростиε используется одногироскопный следящий координатор.
Второе слагаемое в законе управления, пропорциональное углу обзора φ и обусловленное особенностями схемы головки, ввиду малости не оказывает существенного влияния на траекторию полета ракеты, точность наведения и зоны возможных атак.
Использование принятого закона управления обеспечивает наведение ракеты по методу, практически совпадающему с методом пропорционального сближения (пропорциональной навигации).
Сущность метода пропорциональной навигации состоит в том, что угловая скорость разворота вектора скорости ракеты пропорциональна угловой линии “ракета - цель”.
При стрельбе по прямолинейно летящей цели и отсутствии начальной ошибки пуска траектория полета ракеты, соответствующая методу пропорциональной навигации Vp=const, прямолинейна и совпадает с траекторией параллельного сближения.
Поскольку ракета Р-ЗС используется в схеме прицеливания без целеуказания, всегда имеет место начальная ошибка пуска.
В этом случае траектория пропорционального сближения криволинейна и отличается от траектории параллельного сближения.
К основным достоинствам метода пропорционального сближения относятся:
- малые потребные перегрузки при наведении на прямолинейно летящую цель, что очень важно для использования ракеты на большой высоте;
- при надлежащем выборе коэффициентов закона наведения ограничение установившихся перегрузок ракеты при любом маневре цели, что важно для малых и средних высот;
- сравнительная простота аппаратурной реализации (для формирования закона наведения требуется только гироскопическая система углового сопровождения).
Однако при наведении по методу пропорциональной навигации (Vц=const) ракета вынуждена совершать маневр даже при стрельбе по прямолинейно летящей цели (так называемый “ложный” маневр)
Для использования метода пропорциональной навигации требуется определенное значение навигационной постоянной (коэффициент К в законе управления).
Коэффициент закона управления для любой ракеты представляет собой произведение двух множителей:
где 
– коэффициент, характеризующий отклонение руля на единицу угловой скорости ε; 
– коэффициент, характеризующий перегрузку ракеты, приходящуюся на один градус отклонения руля.
Второй множитель определяется эффективностью руля и сильно зависит от высоты и скорости полета. Поэтому необходимо коэффициент задавать таким, чтобы коэффициент К остался постоянным.
Особенностью ракеты Р-ЗС является отсутствие устройств, регулирующих . Постоянство коэффициента К обеспечивается за счет использования привода, имеющего обратную связь только по шарнирному моменту. При этом и меняются как взаимно обратные величины.
Второй особенностью реализации закона управления в ракете Р-ЗС является отсутствие средств искусственно стабилизации угловых движений корпуса. Необходимость в последней отпадает благодаря тому, что полоса пропускания привода, замкнутого по шарнирному моменту, невелика, в то время как частота свободных колебанийракеты, обусловленная большим запасом статической устойчивости, весьма велика.
Таким образом, тепловая головка самонаведения является единственным устройством, полностью формирующим закон наведения.
Головка самонаведения.
Рассмотрение методов наведения позволяет сделать вывод о том, что для использования метода пропорционального сближения необходимо иметь информацию об угловой скорости линии визирования. Эта скорость измеряется с помощью ГСН, в состав которой входят:
- устройство, измеряющее угловое положение цели относительно своей оси (координатор);
- устройство, преобразующее значение углового рассогласования в электрический сигнал;
- следящая система, отрабатывающая этот сигнал, т.е. разворачивающая координатор ГСН таким образом, чтобы его ось была направлена на цель.
В современных ГСН применяются гироскопические следящие системы, основанные на свойстве гироскопа сохранять неизменным направление оси ротора в пространстве при отсутствии внешних воздействий. Использование этих систем позволяет работу координатора ГСН сделать не зависящей от колебаний корпуса ракеты. Слежение за целью обеспечивается использованием свойства прецессии гироскопа. Угловая скорость прецессии ротора гиросистемы (поворота оси координатора цели) при хорошем качестве слежения равна угловой скорости визирования.
Контраст цели. Цель может быть обнаружена и запеленгована, если она контрастирует с окружающим фоном. Воздушные цели, как правило, обладают контрастностью в инфракрасном и радиодиапазонах. В соответствии с этим в самонаводящихся ракетах применяются два основных типа ГСН: тепловые, улавливающие собственное тепловое излучение цели (пассивные), и радиолокационные, пеленгующие цель по отраженному (активные и полуактивные) или собственному радиоизлучению цели (пассивные).
Принцип пеленгации цели инфракрасной ГСН. Рассмотрим принцип пеленгации цели инфракрасной головкой самонаведения ракеты Р-ЗС. Тепловое излучение цели фокусируется оптической системой координатора головки в виде точечного пятна. В фокальной плоскости оптической системы установлен модулирующий диск (рис.4, где 1 – обтекатель; 2 – плоское зеркало; 3 – бленда; 4 – линзодержатель; 5 – диафрагма; 6 – модулирующий диск; 7 – фотосопротивление с германиевым фильтром; 8 – сферическое зеркало).
Оптическая система и модулирующий диск приводятся во вращение вместе с ротором гироскопа в момент начала атаки цели. Модулирующий диск действует как прерыватель, преобразуя непрерывное тепловое излучение цели в “пачку” импульсов тепловой энергии, следующих друг за другом с частотой вращения диска. В этом сигнале содержится информация об угловом положении цели в пространстве.
Промодулированный поток тепловой энергии поступает на сернисто-синовое фотосопротивление, установленное за модулирующим диском. Фотосопротивление преобразует этот поток в электрический сигнал, называемый сигналом рассогласования.
С фотосопротивления сигнал рассогласования поступает на вход усилителя. Нагрузкой выходного каскада усилителя является обмотка коррекционной катушки гироскопа координатора. Переменный ток, протекающий через эти обмотки, создает момент, под воздействием которого гироскоп, а вместе с ним и оптическая система с модулирующим диском прецессирует в направлении уменьшения отклонения.
В шлемофон летчика поступает также звуковой сигнал, свидетельствующий о захвате цели ГСН.
Переменное напряжение с помощью кольцевых демодуляторов выпрямляется и раскладывается на составляющие в двух взаимно перпендикулярных плоскостях рулей 1-го и 2-го каналов управления ракеты.
Магнитные усилители преобразуют выходные сигналы кольцевых демодуляторов в управляющие токи, воздействующие на привод рулей ракеты. Ракета под воздействием аэродинамического момента, возникающего при перемещении рулей, разворачивается в определенном направлении, создавая перегрузку, требуемую в соответствии с методом наведения.
Модулирующий диск предназначен для модуляции непрерывного теплового излучения цели, приходящего на фотосопротивление. Он представляет собой круглую стеклянную пластину (рис.5,а), на которую фотоспособом нанесен сложный рисунок.
Одна половина диска разделена на несколько равных секторов. Внутри каждого сектора имеются зачерненные полосы, которые по отношению к полосам соседних секторов расположены в шахматном порядке. Ширина зачерненных полос от центра диска к периферии уменьшается.
Вторая половина диска зачернена таким образом, что пропускает 50% падающего на нее теплового излучения.
Воздушны цели являются точечными источниками энергии, и тепловой поток от них фокусируется на поверхности модулирующего диска в пятно достаточно малых размеров. Это пятно может уложиться в размер шахматной клетки на диске.
Следует отметить, что поток тепловой энергии, параллельный оптической оси головки, фокусируется в центре модулирующего диска (оптическая ось направлена на цель), а наклонный к оптической оси в пределах угла пол зрения ГСН (оптическая ось отклонена от направления на цель) – на периферии модулирующего диска.
Промодулированный тепловой поток преобразуется в электрический сигнал фотосопротивлением, расположенным за диском.
Рассмотрим характер электрического сигнала на выходе фотосопротивления при различных положениях теплового пятна на модулирующем диске (рис.5,б). Допустим, что цель находится на оптической оси головки. В этом случае тепловое пятно фокусируется в центра диска. Так как средняя прозрачность обеих половин диска одинакова то на фотосопротивление попадает 50% теплового потока, поступающего на модулирующий диск. На выходе фотосопротивления появляется постоянный электрический сигнал (рис.6,а).
При появлении углового отклонения оптической оси от линии визирования цели тепловое пятно из положения 1(см.рис.5,б) перемещается в положение 2. Теперь при вращении модулирующего диска пятно на секторной штриховке будет несколько раз переходить с прозрачной части на непрозрачную и наоборот. На фотосопротивление будут попадать импульсы тепловой энергии. Частота следования импульсов (несущая) определяется как
Гц,
где n – частота вращения модулирующего диска (ротора гироскопа), Гц; К – число секторов на половине диска.
На выходе фотосопротивления появятся импульсы электрического напряжения, следующие с той же частотой 
. При попадании теплового пятна на половину диска с 50%-ным зачернением модуляция теплового потока прекращается. На фотосопротивление будет поступать 50% теплового потока, приходящего на модулирующий диск. На выходе фотосопротивления появляется постоянный (не модулированный) электрический сигнал.
Следовательно, при наличии рассогласования тепловое излучение на выходе фотосопротивления представляет собой “пачки” импульсов, частота следования которых определяется частотой вращения диска
Гц
и называется частотой огибающей.
Если рассогласование между направлением на цель и оптической осью увеличивается (см.рис.5, положение 3), амплитуда импульсов также возрастет (рис.6,в), так как в каждый момент времени разница между площадями прозрачной и непрозрачной областей, перекрываемых пятном, будет больше.
При нахождении пятна в положении 4 амплитуда импульсов по сравнению с амплитудой, соответствующей 3-му положению, не меняется, изменяется лишь форма импульса (рис.6,г).
Из изложенного видно, что при нахождении пятна в зоне, прилегающей к центру диска, амплитуда импульсов на выходе фотосопротивления зависит от величины отклонения теплового пятна от центра диска. В свою очередь, величина отклонения теплового пятна от центра зависит от величины угла между оптической осью головки и линией визирования (угла рассогласования).
Следовательно, амплитуда импульсов на выходе фотосопротивления представляет собой информацию об угловом отклонении оси ГСН от линии визирования.
Для определения положения цели в пространстве необходимо также иметь информацию об угловом положении плоскости, в которой находится цель. Ведь при одной и той же величине углового рассогласования цель может находиться относительно ракеты вверху или внизу, справа или слева.
Представим модулирующий диск в упрощенном виде (рис.7).Незаштрихованная половина диска пропускает 100% падающего на нее теплового потока, а заштрихованная – не пропускает никакого излучения.
Если пятно от цели находится в положении 1(цель справа), то на выходе фотосопоротивления сразу появляется электрический импульс длительностью, соответствующей полуобороту диска (рис.8,а). Затем последует провал, соответствующий прохождению пятна по зачерненной части диска. Далее импульсы будут повторяться.
Если пятно находится в положении 2, т.е цель вверху (см. рис.7), то импульс также появляется сразу, но длительность его соответствует четверти оборота диска (см. рис.8,б).
График, соответствующий положению 3 (см.рис.8,в), будет представлять зеркальное отображение графика, соответствующего положению 1 (см.рис.8,а), так как цель теперь находится слева.
В положении 4 тепловое пятно попадает в центр диска – модуляции теплового потока нет (рис.8,г).
Таким образом, с помощью модулирующего диска осуществляется амплитудно-фазовая модуляция. Под действием модулированного теплового потока возникает электрический сигнал, амплитуда которого характеризует величину отклонения цели от оптической оси головки самонаведения, а фаза – угловое положение плоскости, в которой измеряется это отклонение.
Кроме того, модулирующий диск обеспечивает помехозащищенность ГСН. Это достигается формированием сигнала рассогласования в виде огибающей низкой частоты, передаваемой импульсами, которые следуют друг за другом с высокой частотой. Такой вид электрического сигнала позволяет производить двойную фильтрацию: один раз по высокой частоте, другой – по низкой.
Зачернением модулирующего диска в шахматном порядке также достигается помехозащищенность системы. Предположим, что в поле зрения головки попадает облако, отражающее солнечное излучение. Изображение этого источника теплового потока проектируется на модулирующий диск в виде достаточно крупного пятна (рис.9).
Следовательно, амплитуда модуляции теплового потока, отраженного облаком, уменьшается, поскольку в каждый момент времени пятно перекрывает черную и прозрачную области примерно равной площади. Практически модуляции теплового потока не происходит, если размеры теплового пятна на модулирующем диске превышают ширины двух концентрических полос на половине диска с зачернением в шахматном порядке. Это обстоятельство позволяет применять головку самонаведения не только ночью, но и днем при наличии в поле зреия ГСН крупных облаков.
Необходимость уменьшения ширины полос от центра к периферии вызывается тем, что длина дуги сектора в этом направлении значительно возрастает. Если не изменить ширины затемненной полосы, то величина непрозрачной и прозрачной полос увеличится, а, следовательно, изображение облака на периферии диска может быть сравнимо по величине с площадью полосы. Возможна модуляция теплового потока, т.е. возможна помеха.
Сравнительная характеристика двух типов ГСН.
Применение на управляемых ракетах двух типов ГСН (тепловых и радиолокационных) объясняется тем, что каждый тип головок имеет свои преимущества и недостатки.
Основными преимуществами радиолокационной ГСН являются всепогодность и всеракурсность (способность захватывать цель с любых направлений). Радиолокационные головки по сравнению с тепловыми имеют большую дальность действия, зависящую от мощности облучающей станции, возможности увеличения которой целиком находятся во власти атакующей стороны. Кроме того, использование головок этого типа позволяет повысить качество наведения.
К недостаткам радиолокационных ГСН относятся малая разрешающая способность (способность различать единичные цели в составе групповой) и подверженность искусственным помехам, поставленным в радиодиапазоне. Для работы полуактивных радиолокационных ГСН требуется сопровождение цели бортовой радиолокационной станцией носителя, что уменьшает свободу его маневра и демаскирует атаку, так как цель пеленгует направленное на нее зондирующее излучение РЛС.
Основными преимуществами тепловой ГСН является более высокая разрешающая способность, возможность проведения скрытой атаки.
Дальность ослепления таких головок меньше, чем у радиолокационных, что позволяет получить большую точность наведения. После пуска ракеты с тепловой ГСН не требуется участия носителя в процессе наведения.
Основной недостаток тепловой ГСН состоит в том, что она не является всеракурсной. Такие ГСН работают, как правило, по излучению двигателя цели, направленному в заднюю полусферу. Кроме того, работа инфракрасных головок сильно зависит от состояния атмосферы. Так, например, на высотах до 10 км в дождь, туман, снег они работать не могут. Тепловые головки подвержены влиянию не только искусственных помех (противоинфракрасных снарядов), но и естественных (солнца, солнечных бликов на воде, небольших облаков, освещенных солнцем и т.п.). Такие ракеты нельзя пускать в пределах некоторого угла между направлением на цель и на Солнце (для головки ракеты К-13 этот угол составляет примерно 20º).
Приемник теплового излучения цели. В качестве приемника теплового излучения цели, преобразующего это излучение в электрические сигналы, в головке используется полупроводниковый фотоэлемент, действие которого основано на внутреннем фотоэффекте. Фотоэлемент с внутренним фотоэффектом называется фотосопротивлением.
Фотосопротивление, применяемое в головке, представляет собой фотослой из сернистого свинца, нанесенный на стеклянную пластинку. Фотослой имеет два вывода для подключения к питанию и входу усилителя. Фотослой фотосопротивления обладает неодинаковой чувствительностью к тепловому излучению волн различной длины. Сернисто-свинцовое фотосопротивление обладает способностью выделять излучение определенного диапазона длин волн. Это сопротивление имеет максимальную чувствительность при облучении его тепловым потоком с длиной волны 2,4…2,5 мкм.
Кроме спектральной характеристики, всякое фотосопротивление имеет пороговую чувствительность. Пороговой чувствительностью фотосопротивления называется то минимальное количество лучистой энергии (единица измерения – Вт), падающей на фотослой, при котором электрический сигнал, снимаемый с фотосопротивления, в два раза превышает его электрические шумы.
Используемое в головке фотосопротивление имеет пороговую чувствительность не хуже 0,03 мкВт.
Так как сопротивление фотослоя меняется в зависимости от тепловой энергии, подавляемой импульсами, то и напряжение, падающее на фотосопротивление, имеет форму соответствующих импульсов. Следовательно, сигнал рассогласования на выходе фотосопротивления представляет собой переменное напряжение с частотой модуляции теплового потока.