Выводы 43 Список сокращений 44 Список использованной литературы 45 (стр. 9 из 9)
Однако начиная с некоторой дальности D коэффициент усиления контура становится настолько большим, что контур возбуждается (нарушается условие запаса устойчивости контура управления по амплитуде) и управление становится невозможным, т. е. полет ракеты становится неуправляемым.
Для уменьшения размеров «мертвой» зоны необходимо уменьшать инерционность звена автопилот — ракета, что в свою очередь требует увеличения маневренных свойств ракеты. Другой причиной нарушения процесса управления может послужить выход за пределы угла зрения пеленгатора линейных размеров цели при малой дальности между ракетой и целью. Например, при максимальном линейном размере цели 15—30 м и полезном угле зрения пеленгатора в 10° «мертвая» зона может быть на дальности 75—150 м.
Схема конкретного контура самонаведения бортовой части
В состав контура самонаведения ЗУР входят головка самонаведения, зенитная управляемая ракета с системой стабилизации и кинематическое звено (КЗ-2). Система самонаведения помимо контура, замыкающегося через кинематическое звено, имеет ряд внутренних контуров автоматического управления.
Движение цели, а также продольное движение ракеты определяют внешние регулярные возмущения контура.
Для реализации методов самонаведения необходима информация об угловой скорости линии визирования цели (методы пропорционального и параллельного сближения) или текущем значении угла упреждения (методы погони). Формирование команд управления, как правило, осуществляется с учетом различного рода компенсационных поправок. В этом случае возникает необходимость в получении информации как об угловых скоростях линии ракета — цель, так и о величине углов упреждения (пеленга) цели.
Решение задачи автоматического слежения за целью головкой самонаведения, размещенной на борту ракеты, осуществляется координатором с помощью различных следящих приводов. В системах самонаведения ракет наибольшее применение нашли так называемые подвижные координаторы.
Они обеспечивают перемещение равносигнального направления относительно корпуса ракеты независимо от его движения. Поворот равносигнальной линии может производиться либо механически (поворотом антенны), либо электрически (при использовании ФАР и др.).
Ошибки сопровождения цели должны быть минимальными, даже при небольших дальностях ракета — цель, когда скорость сопровождения велика. Антенна и исполнительное устройство подвижного координатора развязываются относительно угловых движений корпуса ракеты. Эта развязка достигается использованием в координаторе гироплатформ и гироскопических исполнительных устройств.
Рис. 15. Контур системы самонаведения ракеты
На рис. 15 показана функциональная схема головки самонаведения со следящим гироприводом. Антенна жестко установлена на гиростабилизированной платформе. Ее разворот в направлении на цель достигается соответствующим разворотом гироплатформы. Перед началом самонаведения переключатель П1 находится в положении 1.
Команды начальной установки (КНУ) или поиска цели, усиленные усилителем У, поступают на моментные моторы ММ и заставляют платформу прецессировать до тех пор, пока ось равносигнальной зоны не совпадет с направлением на цель. После этого переключатель П1 устанавливается в положение 2 и начинается процесс автоматического слежения за целью.
Система, состоящая из стабилизированной платформы, моментных моторов ММ и усилителя У, называется гироприводом.
Входной величиной пеленгатора является угол отклонения цели от равносигнального направления
, являющийся сигналом ошибки следящей системы ГСН. Этот сигнал равен нулю, если 
. При 
напряжение ошибки, пропорциональное отклонению цели от равносигнального направления, обеспечивает разворот антенны ГСН на цель, т. е. слежение за целью.Установившееся значение ошибки слежения ГСН за целью
будет тем больше, чем больше измеряемая угловая скорость антенны 
и чем меньше произведение коэффициентов передачи пеленгационного устройства и гиропривода, Выбором передаточных функций этих устройств и обеспечивается малая величина динамических ошибок сопровождения, возможность надежного слежения за целью при допустимых углах зрения пеленгатора.При использовании в координаторе гиростабилизированной платформы и гироскопических исполнительных устройств сравнительно просто измерить угловую скорость поворота антенны (линии ракета — цель), принимаемую при методах пропорционального или параллельного сближения за параметр рассогласования.
Так же как и в системах телеуправления, характер передаточной функции контура самонаведения в значительной мере обеспечивается выбором передаточной функции счетно-решающего прибора.
На регулярный сигнал, т. е. величину угловой скорости линии ракета — цель
, оказывают влияние: движение цели, ускорение свободного падения 
и продольное ускорение ракеты 
. Антенна головки самонаведения устанавливается под радиопрозрачным обтекателем. Обтекатель, как правило, вносит в полученную информацию о взаимном движении цели и ракеты не только случайную, но и систематическую составляющую ошибки, вызванную преломлением электромагнитной энергии в его стенках. Следовательно, команда управления при использовании в качестве параметра рассогласования угловой скорости поворота антенны в общем случае может быть представлена в виде 
, гдеК — коэффициент;
— измеренное значение угловой скорости антенны; 
— компенсационная составляющая угловой скорости, обусловленная действием силы тяжести, продольным ускорением ЗУР и преломлением обтекателя; 
— передаточная функция счетно-решающего прибора.Кинематическое звено КЗ-2 определяет связь между движением цели, движением ракеты и угловой скоростью поворота антенны (положением линии визирования цели — углом
).При больших расстояниях D как движение цели, так и движение ракеты мало влияют на угловую скорость вращения линии ракета — цель. При малых расстояниях уже небольшие изменения в положении цели и ракеты могут вызвать резкие изменения направления линии ракета — цель, привести к большим отклонениям рулей и даже срыву самонаведения.
Системы самонаведения являются существенно нестационарными и даже нелинейными системами, особенно при малых расстояниях между ракетой и целью. Метод «замораживания» коэффициентов может быть использован лишь для качественного анализа таких систем и для выявления влияния различных параметров на их точностные характеристики.
В данной работе мы получили основные понятия о системах управления полётом. Был проведен сравнительный анализ и показана оптимальность использования системы управления полетом зенитно-ракетных комплексов с самонаведением. Следует отметить, что на базе описанных технологий построены многие зенитно-ракетные комплексы, в том числе и БУК-М1.
Говоря о тенденциях развития, нужно упомянуть, что в настоящее время перспективной является разработка адаптивных систем управления. Всё чаще находят применение системы управления, в контур которых включаются вычислительные машины (ЗРК «Пэтриот»), что значительно расширяет возможности применения более совершенных алгоритмов адаптации.
Преимущественным в развитии являются системы управления полетом с полуактивным самонаведением. Причиной этому служит то, что антенна в ракете работает лишь на прием, что позволяет сократить некоторую часть бортовых устройств. Как следствие – либо уменьшение габаритов ракеты, либо увеличение дальности полета или массы боевой части ракеты.
СУП – система управления полётом
ЗРК – зенитно-ракетный комплекс
СРП – счетно-решающий прибор
ГСН – голова самонаведения
КПД – коэффициент полезного действия
ДГ – демпфирующий гироскоп
ДЛУ – датчик линейного ускорения
КЗ – кинематическое звено
КНУ – команды начальной установки
Список использованной литературы
1. Неупокоев Ф.С. «Стрельба зенитными ракетами» стр. 26–29, 33–38, 91–136.
2. под ред. Губренюк А.А. «Системы управления зенитных ракет»
стр. 33 – 39, 452 – 477.
3. Демидов, Кутыев. «Управление зенитными ракетами» стр. 80 – 84.
4. Востриков и др. Методическое пособие стр. 88 – 113.
5. СК-201. Конспект лекций.