Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту

Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту

Досліджено динаміку керованого гіроскопу і наведено алгоритм керувань в режимі сканування простору і слідкування за виявленою ціллю. Схема керування процесом самонаведення ракети оснащена оптичним координатором цілі. The dynamics of controlled gyroscope is investigated and algorithm of control in t...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:
Bibliographische Detailangaben
Veröffentlicht in:Проблемы управления и информатики
Datum:2007
Hauptverfasser: Коруба, З., Стефаньски, К.
Format: Artikel
Sprache:Russian
Veröffentlicht: Інститут кібернетики ім. В.М. Глушкова НАН України 2007
Schlagworte:
Управление физическими объектами и техническими системами
Online Zugang:https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/206986
Tags: Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
Назва журналу:Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
Zitieren:Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту / З. Коруба, К. Стефаньски // Проблемы управления и информатики. — 2007. — № 3. — С. 77-83. — Бібліогр.: 6 назв. — рос.

Institution

Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
id nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-206986
record_format dspace
spelling Коруба, З.
Стефаньски, К.
2025-09-27T12:50:26Z
2007
Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту / З. Коруба, К. Стефаньски // Проблемы управления и информатики. — 2007. — № 3. — С. 77-83. — Бібліогр.: 6 назв. — рос.
0572-2691
https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/206986
681.51
Досліджено динаміку керованого гіроскопу і наведено алгоритм керувань в режимі сканування простору і слідкування за виявленою ціллю. Схема керування процесом самонаведення ракети оснащена оптичним координатором цілі.
The dynamics of controlled gyroscope is investigated and algorithm of control in the mode of space scanning and discovered target tracking is presented. The system of process control of homing missile is fitted with optical target coordinator.
ru
Інститут кібернетики ім. В.М. Глушкова НАН України
Проблемы управления и информатики
Управление физическими объектами и техническими системами
Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
Система автоматичного керування самонаведенням ракети зі скануючим пристроєм на борту
An automatic control system of a homing rocket with a scanning system
Article
published earlier
institution Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
collection DSpace DC
title Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
spellingShingle Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
Коруба, З.
Стефаньски, К.
Управление физическими объектами и техническими системами
title_short Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
title_full Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
title_fullStr Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
title_full_unstemmed Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
title_sort система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту
author Коруба, З.
Стефаньски, К.
author_facet Коруба, З.
Стефаньски, К.
topic Управление физическими объектами и техническими системами
topic_facet Управление физическими объектами и техническими системами
publishDate 2007
language Russian
container_title Проблемы управления и информатики
publisher Інститут кібернетики ім. В.М. Глушкова НАН України
format Article
title_alt Система автоматичного керування самонаведенням ракети зі скануючим пристроєм на борту
An automatic control system of a homing rocket with a scanning system
description Досліджено динаміку керованого гіроскопу і наведено алгоритм керувань в режимі сканування простору і слідкування за виявленою ціллю. Схема керування процесом самонаведення ракети оснащена оптичним координатором цілі. The dynamics of controlled gyroscope is investigated and algorithm of control in the mode of space scanning and discovered target tracking is presented. The system of process control of homing missile is fitted with optical target coordinator.
issn 0572-2691
url https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/206986
citation_txt Система автоматического управления самонаводящейся ракетой со сканирующим устройством на борту / З. Коруба, К. Стефаньски // Проблемы управления и информатики. — 2007. — № 3. — С. 77-83. — Бібліогр.: 6 назв. — рос.
work_keys_str_mv AT korubaz sistemaavtomatičeskogoupravleniâsamonavodâŝeisâraketoisoskaniruûŝimustroistvomnabortu
AT stefanʹskik sistemaavtomatičeskogoupravleniâsamonavodâŝeisâraketoisoskaniruûŝimustroistvomnabortu
AT korubaz sistemaavtomatičnogokeruvannâsamonavedennâmraketizískanuûčimpristroêmnabortu
AT stefanʹskik sistemaavtomatičnogokeruvannâsamonavedennâmraketizískanuûčimpristroêmnabortu
AT korubaz anautomaticcontrolsystemofahomingrocketwithascanningsystem
AT stefanʹskik anautomaticcontrolsystemofahomingrocketwithascanningsystem
first_indexed 2025-11-24T03:11:32Z
last_indexed 2025-11-24T03:11:32Z
_version_ 1850839289558990848
fulltext © З. КОРУБА, К. СТЕФАНЬСКИ, 2007 Проблемы управления и информатики, 2007, № 3 77 УДК 681.51 З. Коруба, К. Стефаньски CИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОНАВОДЯЩEЙСЯ РАКЕТЫ СО СКАНИРУЮЩИМ УСТРОЙСТВОМ НА БОРТУ Введение Часто во время пуска самонаводящейся ракеты с подвижной установки (па- лубы корабля, вертoлета, боевой машины или c плечa стрелка) в условиях стоха- стических возмущений невозможно осуществить правильное прицеливание ра- кеты и захват цели ее следящей системой. Для увеличения вероятности перехва- та цели в таких условиях на борт ракеты устанавливается система сканирования пространства, которая обеспечивает пуск ракеты только в зону возможного нахождения цели. На начальном этапе полета система сканирования захватыва- ет цель, и ракета наводится на нее по алгоритму самонаведения. В работе сканирующим и следящим устройством является управляемый ги- роскоп, помещенный в карданном подвесе [1, 2]. Исcледована динамика упомяну- того устройства и представлен алгоритм управлений в режиме сканирования про- странства и слежения за oбнаруженной целью. Схема управления процессом са- монаведения ракеты представлена на рис. 1. Линия визирования Автопилот Цель Ракетный снаряд Сканирующий и следящий гироскоп Генератор следящего управления Генератор программного движения Программное управление p c p b MM , Следящее управление s c s b MM , p, p g, g g, g ,  l, m, n p* q* r* Mb, Mс N Y Цель обнаружена N Y Рис. 1 На рис. 1 введены следующие обозначения: gg  , — углы, определяющие положение оси гироскопа в пространстве; pp  , — углы, характеризующие положение продольной оси ракеты в пространстве;  , — углы, определяющие положение линии визирования в пространстве; *** ,, rqp — угловые скорости ракеты; cb MM , — управляющие моменты, действующие на гироскоп. Анализируемая система самонаведения ракеты снабжена оптическим коорди- натором цели с упомянутой выше системой сканирования пространства. Управ- 78 ISSN 0572-2691 ление оптической осью системы, совпадающей с осью гироскопа координатора цели, осуществляется согласно методу, изложенному в работе [3]. Инфракрасное излучение цели в виде точки (большое расстояние до цели) или пятна (небольшое расстояние) фиксируется оптической системой. Далее, для слежения за целью из- меняются коэффициенты соответствующего алгоритма управления. Таким обра- зом определяется текущее положение цели, информация о котором используется для формирования алгоритма наведения. Процесс сканирования пространства ил- люстрирует рис. 2. Поле зрения объектива Цель Пространство сканирования Линия поиска и отклонения цели Рис. 2 Выделим три этапа наведения ракеты на цель: сканирование пространства; слежение за целью оптической головкой; наведение ракеты на цель. Для миними- зации времени достижения цели и действующих на ракету перегрузок необходи- мо, чтобы ракета, начиная с положения, где была обнаружена цель, двигалась по кинематической траектории, определяемой алгоритмом самонаведения. 1. Алгоритм самонаведения ракеты после обнаружения цели Методы управления гироскопом в качестве привода системы сканирования пространства обсуждаются в работaх [4, 5]. После обнаружения цели задачей ав- томатического управления гироскопом является непрерывное отслеживание осью гироскопа линии визирования цели (ЛВЦ). Уравнения движения ЛВЦ запишем в следующем виде: −+−= ]sinsincoscos)([cos ccccV dt dr ],sinsincoscos)([cos ppppV +−− (1) − −− =  r V dt d pppp ]sincoscossin)([cos , ]sincoscossin)([cos r V cccc −− − (1) , cos cos)(sincos)(sin  −−− =  r VV td d cccppp (1) где r — текущее расстояние ракеты до цели; cp VV , — скорость ракеты и цели соответственно; , — углы, определяющие ориентацию ЛВЦ в пространстве. Проблемы управления и информатики, 2007, № 3 79 Для обеспечения совпадения оси гироскопа с ЛВЦ используется следующий алгоритм: ,)()(          −  +−−−= td d td d hkkM g ggcgb s b (2) ,)()(          −  +−−−= td d td d hkkM g ggcgb s c (2) где s c s b MM , — управляющие моменты, действующие на гироскоп при слежении за целью; gcb hkk ,, — коэффициенты регулятора гироскопа. До момента обнаружения цели ракета движется по заданной программе поле- та. Сразу же после обнаружения цели задачей автопилота является такое управле- ние ракетой, чтобы ее вектор скорости был в произвольный момент времени направлен на мгновенную точку перехвата цели. Положение ракеты относительно цели сразу после ее обнаружения системой сканирования (вертикальная плос- кость) показано на рис. 3. В таком случае ЛВЦ будет оставаться в процессе наве- дения параллельной самой себе и будет реализован известный метод параллель- ного сближения. Этот метод выступает предельным случаем пропорциональной навигации. Для формирования управляющего cигнала необходимо учитывать уг- ловые скорости  и  линии визирования. Если сигнал управления пропорцио- нален угловой скорости ЛВЦ, то реализуется метод пропорциональной навига- ции. По этому методу необходимо наиболее быстрое снижение скорости  так, чтобы ракета в кратчайшее время могла приблизиться к цели. Cамонaведение pакеты по методу пропорциональной навигации описывается уравнениями ; dt d a dt d p  =   . dt d a dt d p  =   (3) Пропорциональнaя навигация ведет к параллельному сближению, т.е. к слу- чаю, когда 0,0 →  →  dt d dt d для .→t Параллельное сближение может быть вы- полнено за ограниченное время программой оптимального по быстродействию управления, в которой по истечении времени rt величины  и  принимаются нулевыми [6]. zс zpo  p pV  xpo xc xg cV  p ЛВЦ zg tr Рис. 3 80 ISSN 0572-2691 Учитывая, что в рассматриваемом алгоритме линию визирования цели опре- деляет ось управляемого гироскопа, закон оптимального по быстродействию управления примем в следующем виде [6]: ;sign dop * g p yp V gn dt d =   ,sign dop * g p zp V gn dt d =   (4) где dopdop, zy nn — максимально допустимые поперечные перегрузки, действую- щие на ракету в полете. Закон управления (4) обеспечивает достижение цели ракетой за минимальное время при воздействии на нее на первом этапе максимально допустимых перегру- зок (рис. 4). На рис. 4 показано положение ракеты относительно цели в момент переключения управления на реализацию параллельного сближения (вертикаль- ная плоскость). zс zp1  p pV  xp0 xc xg cV  c ЛВЦ  S0 S1 P1 zg Рис. 4 Управление полетом ракеты производится с помощью отклонения элеронов, рулей высоты и направления на углы nml  ,, соответственно. Однако на из- менение направления полета ракеты влияют только рули направления и высоты, поэтому необходимо определить закон изменений углов . , nm  Автопилот (АП), реализуя требуемую траекторию полета ракеты, вырабатывает управляю- щие сигналы для исполнительной системы управления. Учитывая динамику от- клонения рулей, закон управления для автопилота запишем с помощью следую- щих соотношений: ,)( * * 2 2          −  +−=+  +  dt d dt d hkk dt d h dt d pp mppmmmb m bm m (5) .)( * * 2 2          −  +−=+  +  dt d dt d hkk dt d h dt d pp mppnnnb n nb n (5) Проблемы управления и информатики, 2007, № 3 81 Здесь *, pp  — действительные и заданные углы тангажа вектора скорости ра- кеты соответственно; *, pp  — действительные и заданные углы рыскания вектора скорости ракеты соответственно; nbnbmbmb khkh ,,, — постоянные ко- эффициенты приводов рулей; nnmbm khkh ,,, — постоянные параметры ПД-ре- гулятора в автопилоте ракеты. 2. Результаты моделирования На рис. 5–10 представлены некоторые результаты моделирования полета ра- кеты описанным выше управлением. Рис. 5 и 6 дают возможность сравнить траектории полета ракеты, при исполь- зовании метода пропорциональной навигации, с коэффициентами 5,3==  aa и оптимального по быстродействию наведения при максимально допустимых боко- вых перегрузках, равных .30dopdop == zy nn На рис. 6, а (где приведены траекто- рии полета ракеты и цели в вертикальной плоскости) фрагменты иллюстраций от- носятся к методу пропорциональной навигации, на рис. 6, б — к оптимальному по быстродействию наведению ракеты. Траектории движения оси гироскопа до обнаружения цели и в процессе сле- жения за ней, изменения углов  ,,, ggy и угловых скоростей  , во времени отображены на рис. 7–10. 0 0 500 1000 1000 2000 1500 3000 4000 0 200 400 600 800 1000 Неоптимальная траектория полета ракеты Оптимальная траектория полета ракеты Траектория полета цели Переключение на оптимальное сближение Обнаружение цели xg, м yg, м zg, м Рис. 5 0 0 100 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 xg, м zg, м Траектория полета ракеты Траектория цели 0 0 100 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 xg, м zg, м Траектория полета ракеты Траектория цели а б Рис. 6 82 ISSN 0572-2691 – 0,8 – 0,4 0 0,4 – 0,8 – 0,6 – 0,4 – 0,2 0 0,2 0,6 g, , rad g, , rad Траектория оси гироскопа Траектория цели 0,8 0,4 0,8 – 0,8 – 0,4 0 0,4 0,8 – 0,8 – 0,6 – 0,4 – 0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 g, , rad g, , rad Траектория оси гироскопа Траектория цели а б Рис. 7 – 0,8 – 0,6 – 0,4 – 0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 , g, rad 0 1 2 3 4 5 6 7 t, с  g – 0,8 – 0,6 – 0,4 – 0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 , g, rad 0 1 2 3 4 5 6 7 t, с  g а б Рис. 8 – 0,6 – 0,4 – 0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 , g, rad 0 1 2 3 4 5 6 7 t, с  g – 0,8 – 0,6 – 0,4 – 0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 , g, rad 0 1 2 3 4 5 6 7 t, с  g – 0,8 а б Рис. 9 – 0,14 – 0,12 – 0,1 0 ,,   rad / c 0 1 2 3 4 5 6 7 t, с – 0,16 – 0,06 – 0,04 – 0,08 – 0,02 0,02 0,04 σ  – 0,14 – 0,12 – 0,1 0 ,,   rad / c 0 1 2 3 4 5 6 7 t, с – 0,16 – 0,06 – 0,04 – 0,08 – 0,02 0,02 0,04 а б Рис. 10 Проблемы управления и информатики, 2007, № 3 83 Предварительные исследования, проведенные в данной работе, подтвер- ждают возможность применения гироскопической сканирующей системы на этапе поиска цели, а также оптимального по быстродействию алгоритма само- наведения ракеты сразу после обнаружения цели. Cледует подчеркнуть, что ме- тод сложен в реализации и требует высокой точности работы управляющего ги- роскопа, а также систем автоматического управления ракетой. З. Коруба, К. Стефаньски CИСТЕМА АВТОМАТИЧНОГО КЕРУВАННЯ САМОНАВЕДЕННЯМ РАКЕТИ ЗІ СКАНУЮЧИМ ПРИСТРОЄМ НА БОРТУ Досліджено динаміку керованого гіроскопу і наведено алгоритм керувань в ре- жимі сканування простору і слідкування за виявленою ціллю. Схема керування процесом самонаведення ракети оснащена оптичним координатором цілі. Z. Koruba, K. Stefanski AN AUTOMATIC CONTROL SYSTEM OF A HOMING ROCKET WITH A SCANNING SYSTEM The dynamics of controlled gyroscope is investigated and algorithm of control in the mode of space scanning and discovered target tracking is presented. The system of process control of homing missile is fitted with optical target coordinator. 1. Magnus K. Kreisel. Theorie und Anwendungen. — Berlin; Heidelber; New York : Springer- Verlag, 1971. — 526 P. 2. Nizioł J. Gyroscope Dynamics, in Particular of Integral Gyroscope — Non-linear, Deterministic and Probabilistic Approach (in Polish). (Habilitation dissertation). — Cracow Univ. of Technol. Sci. Papers, Mechanics, 1975. — N 48. 3. Osiecki J.W., Stefański K. Sterowanie urządzeniem namiarowym na podstawie trajektorii fazowych // Materiały IX Konf. Naukowo-Dydaktycz. «Automatyzacja i eksploatacja sys- temów sterowania i łączności», Gdynia-Władysławowo, 15-17 październik, 2003. — S. 421–428. 4. Koruba Z., Stefański K. Samonaprowadzanie rakiety z urządzeniem skanującym wystrzelonej z pokładu okrętu // Automatyzacja i eksploatacja systemów sterowania i łączności / Z. Kito- wskiego, J. Lisowskiego, AMW Gdynia 2005. — S. 237–246. 5. Stefański K. Układ skanowania przestrzeni dla identyfikacji i śledzenia celów powietrznych // Materiały V Międzynar. Konf. Uzbrojeniowej «Naukowe Aspekty Techniki Uzbrojenia». Wap- lewo, 6–8 października 2004. — S. 939–943. 6. Dubiel S. Minimalno-czasowy problem spotkaniowy jako nieswobodny ruch złożony // Materiały Międzynar. Konf. «Naukowe Aspekty Bezpilotowych Aparatów Latających». Kielce-Cedzyna : Wydawnictwo PŚk, 19-21 maja, 2004. — S. 103–116. Получено 31.10.2006

Ähnliche Einträge